末制导炮弹惯性制导仿真及横向散布研究

末制导炮弹通过简易的惯性制导系统使弹丸沿直线飞行以达到增加射程的作用.通过研究末制导炮弹惯性制导系统的工作原理,应用MATLAB/Simulink中的Aerospace Blockset,建立了含俯仰和偏航通道的末制导炮弹惯性制导系统简化模型.分析了炮弹惯性制导系统的横向干扰因素及其带来的横向散布.仿真结果验证了模型的正确性,并给出了减少末制导炮弹横向散布的改进策略.     

捷联惯性控制器半实物仿真

介绍了多机、多任务、实时再入飞行器捷联惯性控制器半实物仿真测试平台的构建,以及相关的建模与仿真技术,其中包括飞行力学环境建模与再入飞行轨迹参数的生成、捷联惯性传感器建模与输出信息模拟、半实物仿真系统实时调度算法。通过仿真实验在此平台上实现了对再入飞行器捷联惯性控制器的性能测试与检验,为再入飞行器捷联惯性控制器的研制提供了技术支持。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

平台相控阵导引头寄生回路和制导性能分析

结合雷达相控阵波束控制原理和平台导引头稳定跟踪技术,完成了基于平台角速度前馈解耦的平台相控阵导引头(phased array seeker with platform, PASP)控制系统建模。根据前馈信号提取点的不同,完成了相应的隔离度传函与寄生回路稳定性研究。研究表明,与捷联结构相比,采用平台稳定结构能大大提高相控阵导引头的隔离度水平;采用稳定平台角速率陀螺输出作为相控阵前馈信息能够保证隔离度寄生回路具有较大的稳定域。考虑典型随机干扰,利用伴随法,完成了隔离度寄生回路对制导系统的影响研究。仿真结果表明,采用平台相控阵结构,利用角速率陀螺前馈的导引头方案能够有效抑制隔离度寄生回路对末制导系统的影响,获得较好的制导精度,与寄生回路稳定性分析的结果吻合。     

方位旋转式平台惯导系统的误差分析与仿真

采用惯性平台相对惯性空间以固定角速度绕方位轴旋转的系统方法,构成方位旋转式平台惯导系统(ARGINS),通过调制惯性测量元件沿平台水平方向的输出误差,提高平台式惯导的精度.给出了ARGINS无阻尼情况下的系统误差方程,分析了静基座下的系统误差,并采用Monte-Carlo方法研究了动基座下的系统误差特性.结果表明,相对固定指北式平台惯导,由于水平方向上的惯性测量元件误差引起的随时间发散误差量被调制为常值误差,而常值误差量则被调制为可通过阻尼消除的振荡性误差,达到了抑制惯性测量元件误差的效果.     

全捷联导引头寄生回路影响与辨识校正

为研究隔离度寄生回路对全捷联导引头的影响,建立了全捷联制导模型,基于此模型通过无量纲变换获得了无量纲动力学模型,采用劳斯判据和系数冻结法研究了剩余飞行时间、制导参数、刻度尺偏差对制导稳定性的影响,利用伴随函数法研究了刻度尺偏差对脱靶量的影响。基于辨识理论提出了全捷联导引头刻度尺偏差的辨识方法。研究表明,刻度尺偏差会恶化全捷联制导系统稳定性,增加需用末导时间,利用辨识方法可准确辨识出导引头刻度尺偏差予以补偿。研究结论可为全捷联制导设计提供参考和帮助。     

平台导引头隔离度对制导系统Lyapunov稳定性的影响

为了研究平台导引头隔离度对制导系统稳定性的影响,建立了不同制导信号提取点和不同干扰力矩引起的隔离度传递函数模型及制导系统模型,采用分析时变系统Lyapunov稳定性的无源性方法分析了制导系统的一致渐进稳定条件,基于制导系统稳定条件提出了隔离度幅值指标计算方法。研究表明,从角速率陀螺处提取制导信号时制导系统满足一致渐进稳定性对末导时间及隔离度幅值指标的约束比从稳定回路指令处提取时严格,弹簧力矩引起的隔离度幅值指标较阻尼力矩严苛,导引头测试时应密切关注从角速率陀螺处提取制导信号及弹簧力矩引起的隔离度幅值。     

基于DSP+MCU的小型捷联惯性导航计算机系统

针对通用计算机不能满足捷联惯性航姿系统小型化的要求,介绍了自行研发的基于双CPU的专用导航计算机。并以该计算机为平台,利用低成本IMU等传感器,构成了小型捷联惯性航姿系统。针对该惯性航姿系统的特点,简化了磁航向补偿算法、应用了低阶卡尔曼滤波器。针对导航计算机“数字信号处理器(DSP)+单片机(MCU)”的特殊结构,设计了合理的导航程序流程。实验证明:基于DSP+MCU的小型捷联惯性航姿系统实时性好,精度可达到要求,而且大大减小了系统体积和功率,降低了成本。     

基于多模型的捷联红外导引头隔离度在线补偿方法

以捷联红外导引头的工程应用为研究背景,针对刻度尺误差带来的隔离度问题,提出一种基于多模型(multiple model,MM)的隔离度在线补偿方法。建立了捷联红外导引头隔离度模型,分析了隔离度对导弹制导系统稳定性和制导精度的影响;对刻度尺误差进行离散建模,采用基于MM的滤波算法,实时更新每个模型与真实值匹配的条件概率,得到刻度尺误差的估计值,最后将当前时刻的刻度尺误差估计值代入到制导回路进行在线补偿。研究结果表明,捷联导引头隔离度的存在会削弱制导系统稳定性、降低制导精度,特别在寄生回路正反馈时影响更为严重;所提出的基于MM的隔离度在线补偿方法可较好地实时估计出作用于系统的刻度尺误差,并有效实现了对刻度尺误差引起的隔离度的在线抑制,具有较好的鲁棒性和自适应性,达到了改善制导性能,提高制导精度的目的。     

弹道式导弹初始对准方法研究

前言 弹道式导弹通常是利用惯性制导系统对导弹进行控制、制导,使之以要求的精度飞向目标,从而完成它所担负的战略(或战斗)任务。而惯性制导系统对导弹的控制和制导又通常是在一定的参考座标系内进行的。这个座标系一般取发射点惯性座标系O—XYZ。其原点与发射点重合,OX轴在当地水平面内,指向目标,OY轴垂直当地水平面朝天;     

捷联式天线平台双通道耦合目标跟踪滤波器设计与仿真研究

采用传统速率陀螺稳定平台的导引头角跟踪系统可以直接提取用于比例导引的惯性视线角速率，而采用捷联稳定方案后，天线平台的角跟踪系统失去了直接测定视线角速率的能力，视线角速率需要通过数字计算的方法来提取。同时由于视线的旋转，实际的角跟踪系统方位和俯仰两个通道之间存在交叉耦合，与速度跟踪系统之间也具有参数耦合关系。针对上述问题，提出双通道耦合目标跟踪滤波器的设计方法，并在考虑与捷联稳定控制系统及速度跟踪系统信息相互融合的情况下，对整个角跟踪系统进行了闭环仿真，对捷联式天线平台角跟踪系统的性能进行了系统的分析。结果表明：角跟踪系统方位与俯仰通道滤波值能很好跟踪真值，提出的设计方法在捷联式天线平台角跟踪系统中的应用是有效的。     

四元数理论在捷联制导系统中的应用

本文推导了四元数微分方程的递推解和初始条件的确定,并巧妙地应用四元数法于弹道式导弹捷联制导系统。     

法国研究地磁场制导技术

法国正在研究地磁场制导技术,用于在研的新型灵巧弹药。地磁场制导系统的研制工作已完成60%,样机将在2~3年内问世。与目前精确制导弹药广泛使用的卫星或惯性制导系统相比,地磁场制导系统更可靠,价格更低廉。在某些特定地区,卫星导航系统(如“全球定位系统”)的信号强度不足,且容易受到干扰;地磁场在弹药飞行的整个过程中都保持恒定,可以作为导弹制导飞行的基准。精确打击弹药使用惯性制导系统时,其效能的发挥会受到发射时产生的巨大作用力的制约;而地磁场传感器主要的工作原理是能够精确测量每平方厘米上地磁场方向的变化,完全不受这种作用…     

基于捷联导引头的比例导引制导律设计

捷联导引头不能直接测量视线角速率信号,进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型,两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证,通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。     

捷联制导系统信号延时隔离度抑制方法

针对捷联导引头视线角速度(line of sight rate,LOSR)计算时制导信号延时带来较大的隔离度(disturbance rejection rate,DRR)问题,首先分析了捷联制导系统信号延时产生隔离度的原因,推导了制导信号延时隔离度传递函数。进一步通过对视线角速度计算中信号时序关系分析,得到了导引头与惯导（inertial navigation system,INS）数据更新频率不成整数倍的关系和信号处理传输时间等是导致制导信号延时的主要原因。在此基础上,提出通过在导引头和惯导数据帧中增加时间标记的方式,使主控机可以提取同一时刻制导信号数据进行视线角速度计算,从而大幅减小制导延时产生的隔离度。数学仿真和半实物仿真表明,该方法在很大程度上减小了制导信号延时带来的导引头隔离度。     

捷联式制导系统的动态误差

本文对弹道式导弹捷联制导系统的动态误差作了理论分析,进行了实例计算,并与阿波罗登月舱应急系统的相应数据进行了比较,结果相当接近。     

弹道导弹加速度表位置偏心引起的制导误差分析与修正

弹道式导弹的加速度表没有安装在导弹质心,导弹角运动会造成加速度表测量误差。本文首先建立了这种测量误差模型,然后分析了这种误差对平台－计算机制导、带补偿捷联制导、简单捷联制导精度的影响。最后分析了外干扰与加速度表安装位置偏心之间的耦合效应,给出了实用的修正方案。     

基于PC/104总线的捷联惯性测量组合数据采集系统

针对导弹捷联惯性测量组合的输出特点,基于嵌入式PC/104总线和可编程定时/计数器82C54芯片,设计了一个惯性测量组合数据采集系统,并利用复杂可编程逻辑器件(complexprogrammablelogicdevice,CPLD)设计了数据采集的接口电路,实现了对捷联惯性测量系统输出数据的动态、实时采集。实验证明,该采集系统方案是可行的,达到了设计要求。     

采用不同控制系统的火箭的圆概率误差计算

本文对射程为120km的地地火箭进行了广泛的空气动力计算。第一个目的是研究控制系统对于圆概率误差CEP(相对于理论的误差预算)的影响。介绍了无控制、有姿态控制和有捷联惯性制导控制三种不同情况的结果。证明只有应用捷联惯性制导才能补偿大的总冲偏差的影响。用尾舵可实现火箭的控制。给出的实例也表明静态裕度和轴向力系数对CEP是有影响的。第二个目的是求出能够用气动控制实现完全平衡的最大总冲偏差。