四区间双插值捷联惯姿算法

提出一种减小捷联惯导系统姿态算法误差的运算方法,该算法运用拉格朗日插值逼近载体系下角速率和姿态四元数,通过求解四元数方程组实现姿态更新.本文在典型圆锥运动和规则进动下,将该算法与常见的四子样旋转矢量算法进行了仿真对比,结果表明,新算法能有效提高姿态求解精度.     

捷联惯性导航系统飞行轨迹数据生成与惯性器件建模

由于很难获得全面真实的导航飞行轨迹数据，而各类导航系统软硬件性能测试验证又必须要有飞行轨迹数据和惯性器件的输出参数。为此，作者提出了一种生成测试用飞行轨迹，并能为惯性器件建模的解析式思想。用这种思想产生的飞行轨迹数据和惯性器件的模型，在硬件平台软硬件系统测试验证中得到了成功地应用，取得了很好的效果。     

主动雷达导引头接收信号仿真模型

雷达导引头是主动寻式战术导弹的关键组成部分,它对目标进行探测,并引导导弹飞向目标,对导弹的作战性能有重大影响。主动雷达导引头大多采用脉冲多普勒单脉冲体制,因此研究该类型雷达导引头的建模和仿真有重要意义。经典的对雷达导引头的仿真主要是对制导控制系统的仿真,对信号的接收和处理则没有涉及。从各种干扰条件下主动雷达导引头的仿真与评估问题出发,采用相干视频信号仿真方法对脉冲多普勒雷达导引头进行了建模与动态仿真研究,并进行了仿真试验。最后给出了典型战情下的仿真结果,证实了该方法和模型的正确性。     

新型双CPU架构的捷联惯性导航微机系统

介绍了一种以TI公司高性能DSP芯片TMS320C6713作为捷联解算核心处理器和凌阳SPCE061A单片机作为数据采集和接口控制器的双CPU结构的新型捷联导航系统．该系统充分利用了TMS320C6713的处理速度快、浮点数据处理能力强和SPCE061A控制能力强的各自特性．双机通过DSP的HPI接口完成快速的数据通讯．该系统具有处理速度快、体积小、重量轻、功耗小、性能稳定等优点．     

捷联式天线平台的角跟踪系统设计

捷联式雷达导引头的角跟踪系统采用弹体姿态角补偿法可实现天线的捷联纯稳定 ,但无法直接得到用于比例导引的惯性视线角速率。为此 ,提出一种新的设计思路 ,将天线稳定与目标跟踪独立进行设计 ,即在捷联稳定的基础上 ,采用卡尔曼滤波方法来估计目标视线角速度。仿真结果表明 ,相同参数条件下 ,卡尔曼滤波法比微分法精度高 ,对测量噪声较大的情况更为有效。该设计方法对于捷联稳定导引头如何实现比例导引具有指导意义。     

基于MEMS的惯性导航系统研究与设计

提出了一种基于MEMS的捷联式惯性导航系统硬件和软件设计方法。设计了以ARM9处理器为核心的硬件平台,介绍了核心处理器及惯性器件的选型,给出了硬件系统组成;提出了基于嵌入式实时操作系统的软件设计方法,给出基于该操作系统的多任务设计方法及导航算法流程;该导航系统能够实现MEMS信息的实时提取、计算、位姿输出。     

模糊抗干扰传递对准技术研究

针对机动过程中的机载捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)进行抗干扰传递对准技术研究。建立了机载SINS传递对准误差模型,设计了一种顾及系统误差的模糊抗干扰传递对准方法。在滤波估计过程中引入模糊理论,对观测向量及状态预测向量的协方差阵进行估计。利用修正后的观测向量和状态预报向量及相应的协方差阵进行导航滤波计算,以克服机动过程引起的干扰。仿真结果表明,该算法得到的系统状态估计精度明显提高,为研究SINS快速、精确传递对准奠定了理论基础。     

捷联惯导系统测量坐标系之间转换矩阵的试验标定

为了分析捷联惯性导航系统的误差特性,试验中往往利用另一精密惯性基准为其提供实时的标准解。由于安装捷联惯导系统的一体性支架存在着加工误差以及两套惯性导航系统之间存在着安装误差。因此,两套惯性导航系纯的测量坐标系难以完全重合,它们之间存在一个坐标转换矩阵。本文根据技术要求设计试验步骤,利用重力场环境标定它们之间的这一转换矩阵,从而建立标准解与捷联惯导系统测量结果的数据联系。     

引入测速信息的雷达导引头无偏转换跟踪方法

为了满足先进地空导弹对精确弹目交会信息的需求,基于自适应卡尔曼滤波算法,提出了一种引入测速信息的雷达导引头无偏转换跟踪方法。在当前统计模型的基础上,利用递推遗忘最小二乘法估计当前加速度,得到了状态方程。在雷达测量模型的基础上,分析了极坐标系下与笛卡尔坐标系下位置、速度信息的无偏转换关系,推导了无偏转换量测误差协方差矩阵真实值和利用量测信息估计真实值的表达式,得到了量测方程。通过滤波得到的状态和误差估计信息,改进了真实无偏转换量测协方差矩阵的估计算法。仿真结果验证了所提跟踪方法在滤波精度和跟踪速度上的良好性能。     

基于置信规则库的捷联惯组误差系数预测方法

捷联惯组(strapdown inertial measurement unit, SIMU)是火箭等大型飞行器控制系统的核心部件,结构复杂,可获得的误差系数样本较为缺乏。置信规则库(belief rule base, BRB)作为一种专家系统能够有效融合专家知识和监测数据,可以有效处理小样本情况下复杂系统建模问题。鉴于此,本文提出了一种基于BRB的SIMU误差系数预测方法。为充分利用脉冲量输入信息,提高信息转换精度,降低指标转换过程中的信息损失,根据惯组脉冲量输出特点提出了一种新的匹配度计算方法,提升模型的精度。最后,以某型SIMU加速度计为例验证了所提方法的有效性。