慣組
- 基于雙十表光學(xué)捷聯(lián)慣組的主從冗余方法及信息重構(gòu)技術(shù)
響任務(wù)成敗。提升慣組的可靠性，可從提升單一元部件的可靠性入手，但受生產(chǎn)工藝水平等因素限制，此項研究投入大、周期長、見效慢，提升空間有限［1］，且無法完全避免未知的外部環(huán)境因素對慣性器件性能造成的不良影響。傳統(tǒng)的運載火箭設(shè)計中通常采用慣組冗余技術(shù)，以大幅度提高運載火箭控制系統(tǒng)的可靠性［2］。對于重大工程任務(wù)，須遵循“一度故障正常飛行，二度故障保證安全”的設(shè)計原則，中國工程實踐中現(xiàn)有可滿足此項原則的方案僅有雙七表撓性慣組冗余方案［3］。隨著光學(xué)陀螺技術(shù)的發(fā)展，
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2023年4期2023-11-06
- 基于器件參數(shù)的五冗余捷聯(lián)慣組配置方法
搭載了五冗余光纖慣組進(jìn)行導(dǎo)航。當(dāng)下對五冗余系統(tǒng)多為研究當(dāng)五軸均配置同型號儀表時導(dǎo)航系統(tǒng)精度提升情況。文獻(xiàn)[2]提出了通過最小二乘法進(jìn)行五冗余捷聯(lián)慣組的最優(yōu)配置確定方法;文獻(xiàn)[3—4]提出了一種技術(shù)指標(biāo),以保證冗余慣組數(shù)據(jù)融合精度,并對冗余慣組故障檢測精度進(jìn)行了分析;文獻(xiàn)[5]提出了通過窮舉法進(jìn)行五冗余捷聯(lián)慣組最優(yōu)安裝角的確定方法;文獻(xiàn)[6]等提出了一種慣組信息一致性檢驗與信息融合的方法;文獻(xiàn)[7—8]提出了直接以儀表零漂作為加權(quán)系數(shù)的加權(quán)矩陣構(gòu)造方法;文獻(xiàn)
探測與控制學(xué)報 2023年4期2023-09-12
- 模值觀測IMU零偏快速標(biāo)定技術(shù)
領(lǐng)域[1-4]。慣組,又被稱為慣性測量單元(inertial measurement unit,IMU),是SINS的核心慣性敏感部件,具體的由三軸正交安裝的陀螺儀和加速度計組成,慣組的誤差包括零偏、刻度因數(shù)、安裝誤差角和高階誤差項。由于SINS基于航位推算原理的導(dǎo)航解算方式,SINS的導(dǎo)航誤差隨時間增加而增加且主要取決于慣組的零偏[5-7]?；诹骟w、分度頭或轉(zhuǎn)臺的慣組室內(nèi)標(biāo)定是確定慣組誤差和保證SINS導(dǎo)航精度的重要手段。然而,慣組內(nèi)的陀螺和加速度計
兵器裝備工程學(xué)報 2023年7期2023-08-03
- 無依托瞄準(zhǔn)技術(shù)在運載火箭基準(zhǔn)確立上應(yīng)用的研究
一種基于激光捷聯(lián)慣組與瞄準(zhǔn)儀相結(jié)合的無依托瞄準(zhǔn)方法，通過激光慣組自主尋北獲得北向基準(zhǔn)，再測量出箭上慣性單元棱鏡法線與返回光束的準(zhǔn)直偏差角，將數(shù)據(jù)進(jìn)行合成、解算，最終獲得箭上慣組棱鏡的初始方位。無依托瞄準(zhǔn)技術(shù)具有組成簡單、自動化程度高、操作流程簡化、精度指標(biāo)可靠的特點，可以提供不大于2’的瞄準(zhǔn)綜合誤差，技術(shù)成果滿足中國航天發(fā)射任務(wù)的應(yīng)用需求，可供未來大型運載火箭瞄準(zhǔn)方式參考。運載火箭；無依托瞄準(zhǔn)；激光捷聯(lián)慣組0 引 言火箭地面瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的作用，是調(diào)整火箭制導(dǎo)系
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2023年2期2023-06-19
- 一種無依托瞄準(zhǔn)的角度解算方法
設(shè)備采用激光捷聯(lián)慣組與光學(xué)準(zhǔn)直測量相結(jié)合的無依托瞄準(zhǔn)方式,利用激光捷聯(lián)慣組實現(xiàn)慣組自主定向測量,通過自準(zhǔn)直光管完成與箭上目標(biāo)棱鏡的準(zhǔn)直偏差角測量[1],最終實現(xiàn)箭上目標(biāo)棱鏡的方位角Am的測量。瞄準(zhǔn)設(shè)備主要由激光捷聯(lián)慣組和自準(zhǔn)直光管等組成,自準(zhǔn)直光管固連在激光捷聯(lián)慣組本體上,一同安裝在發(fā)射平臺側(cè)面的設(shè)備艙內(nèi),實現(xiàn)與箭上目標(biāo)棱鏡的水平瞄準(zhǔn),如圖1 所示。圖1 瞄準(zhǔn)設(shè)備位置關(guān)系圖Fig.1 Aiming device position diagram工作時,激光
宇航計測技術(shù) 2023年2期2023-05-28
- 一種基于VPX 架構(gòu)的光纖慣組系統(tǒng)集成一體化設(shè)計方法
的顯著優(yōu)勢,光纖慣組得到了長足發(fā)展。 隨著工業(yè)技術(shù)的發(fā)展,光纖陀螺儀成本不斷降低, 性能持續(xù)提高, 光纖慣組將在眾多領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。武器系統(tǒng)/運載火箭控制系統(tǒng)電氣設(shè)備由IMU、彈/箭載計算機、 衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)、 電動伺服舵機等單機組成。 傳統(tǒng)的控制系統(tǒng)電氣設(shè)備采用聯(lián)邦式架構(gòu)（分離式設(shè)計）, 各單機之間采用外部總線進(jìn)行信息交互, 各部組件之間如電源、 機箱等相互獨立, 其連接方式為電纜連接, 該設(shè)計架構(gòu)簡單易行, 但并未綜合考慮單機性能、 系統(tǒng)性能和成本間的
導(dǎo)航與控制 2023年1期2023-04-20
- 一種考慮加表不對稱誤差的冗余慣組標(biāo)定方法
量組件（以下簡稱慣組）是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的核心組成部分[1,2]。目前，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)在航天、航空和軍事領(lǐng)域廣泛應(yīng)用。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的精度直接關(guān)系到航天器和武器裝備的使用效能，慣組標(biāo)定精度的高低對導(dǎo)航精度有直接影響。慣組誤差包括確定性誤差和隨機誤差兩部分，其中確定性誤差是捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)最主要的誤差源。因此，在慣組使用前必須通過標(biāo)定試驗確定慣組的各項誤差參數(shù)，并進(jìn)行補償[3]。在日益復(fù)雜的使用環(huán)境下，要求慣導(dǎo)系統(tǒng)在達(dá)到一定精度的同時，還要具備高可靠性[4]。器件級冗余
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2023年2期2023-03-06
- 基于模方迭代算法的慣組參數(shù)辨識研究
載體上的光纖捷聯(lián)慣組系統(tǒng)，伴隨著時間的推移與外部環(huán)境（溫度、濕度）的變化，其內(nèi)部結(jié)構(gòu)也會隨之發(fā)生變化，如陀螺光纖環(huán)光路的改變等原因，均會改變光纖陀螺誤差模型的各組參數(shù)。同理，加速度計的誤差模型參數(shù)也會發(fā)生改變。于是，光纖捷聯(lián)慣組系統(tǒng)在工作一段時間后，應(yīng)該對其內(nèi)部的陀螺以及加速度計誤差參數(shù)重新標(biāo)定。針對以上不足，在國內(nèi)方面，王巖探索了沿X，Y,Z軸依次對光纖陀螺進(jìn)行正轉(zhuǎn)、反轉(zhuǎn)操作辨識誤差參數(shù)的方法以及經(jīng)慣組系統(tǒng)沿三個軸向轉(zhuǎn)動24個位置辨識出加速度計的各誤差參
電子技術(shù)與軟件工程 2022年5期2022-07-07
- 一種無引北三軸轉(zhuǎn)臺標(biāo)定捷聯(lián)慣組方法*
式標(biāo)定方法對捷聯(lián)慣組器件誤差參數(shù)進(jìn)行標(biāo)定，該方法直接利用陀螺儀和加速度計的輸出量進(jìn)行計算。其基本原理是設(shè)計編排一組轉(zhuǎn)臺位置翻轉(zhuǎn)序列，以地球自轉(zhuǎn)角速度和重力加速度作為計算基準(zhǔn)，依據(jù)建立的陀螺儀和加速度計誤差模型，在轉(zhuǎn)臺不同的翻轉(zhuǎn)位置上計算出捷聯(lián)慣組各個軸向加速度計誤差參數(shù)和陀螺儀零偏誤差，而陀螺儀的標(biāo)度因數(shù)誤差和非正交性誤差是通過轉(zhuǎn)臺在標(biāo)稱角速率旋轉(zhuǎn)時的陀螺儀輸出值與標(biāo)稱值比較求得。在中低精度捷聯(lián)慣組器件的標(biāo)定中，普遍采用的分立式標(biāo)定方法是六位置翻轉(zhuǎn)法，工程
飛控與探測 2022年2期2022-06-11
- 捷聯(lián)慣組減振系統(tǒng)角振動固有頻率預(yù)示及不確定性分析
00076）捷聯(lián)慣組廣泛應(yīng)用于各種航空航天裝備中，它利用加速度計和陀螺等慣性器件測量載體相對于慣性空間的線運動和角運動。由于慣性導(dǎo)航設(shè)備與載體直接連接，飛行過程中的振動環(huán)境會對捷聯(lián)慣組的性能產(chǎn)生不利影響，需要設(shè)計減振系統(tǒng)，以改善慣性器件的工作環(huán)境。Zhang等[1]提出了基于磁流變技術(shù)的捷聯(lián)慣組自適應(yīng)阻尼隔振方法，對減振效果進(jìn)行了試驗驗證；Tao等[2,3]設(shè)計了擠壓/伸長-剪切模式下磁流變彈性體隔振器，對隔振器剛度進(jìn)行了估算及驗證，并開發(fā)了基于相位控制的
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2021年5期2022-01-15
- 運載火箭十表捷聯(lián)慣組配置的故障診斷與決策*
。由于慣性器件是慣組中的關(guān)鍵部件，因此，冗余配置的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)主要針對慣性器件進(jìn)行故障檢測和診斷，使系統(tǒng)具備應(yīng)對一定程度故障的容錯能力，進(jìn)而可提高整個導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠性。系統(tǒng)慣性器件的配置數(shù)目和結(jié)構(gòu)、故障診斷方法、故障檢測門限的設(shè)計都將影響系統(tǒng)精度及可靠性[10]。單套“十表”配置的慣組由5個陀螺和5個加速度計組成，單表配置的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在可靠性、經(jīng)濟性和簡易性等方面均體現(xiàn)出了一定的優(yōu)勢，將成為后續(xù)型號應(yīng)用的主流[11]。本文提出了一種針對“十表”配置的捷聯(lián)
飛控與探測 2021年5期2022-01-05
- 以高精度慣組為參考的MEMS慣組參數(shù)在線估計方法
趙欣藝，高曉穎，李宇明，裴圣旺，李 瑜（1. 北京航天自動控制研究所，北京，100854；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076； 3. 北京東方計量測試研究所，北京，100086）0 IntroductionIn the launch vehicle mission, the navigation system needs to provide reliable and accurate navigation information. At t
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2021年6期2021-12-23
- 彈載慣測組合加速度計振動響應(yīng)影響因素研究
IMU，下文簡稱慣組)用于給導(dǎo)彈、飛機、車輛等提供姿態(tài)、位置信息等以實現(xiàn)導(dǎo)航功能。其內(nèi)部一般安裝用于測量的敏感器件，包括線性加速度測量敏感器件-加速度計。導(dǎo)彈在飛行過程中，因彈體迎角、彈體翻轉(zhuǎn)、空氣舵操控、噴管擺動等原因，導(dǎo)致全彈因氣動力和慣性力等原因產(chǎn)生振動。隨著結(jié)構(gòu)傳遞，彈體的動態(tài)載荷在慣組安裝面形成新的動態(tài)激勵。一方面，動態(tài)激勵量級過大直接影響加速度計的測量精度；另一方面，受激勵作用，因結(jié)構(gòu)原因產(chǎn)生的線角耦合使得加速度計的測量值無法準(zhǔn)確表征彈體導(dǎo)航基
航天控制 2021年5期2021-12-07
- 冗余慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息一致性判斷方法
用雙七表冗余激光慣組，CZ-5、CZ-7運載火箭采用2套六表激光慣組和1套六表光纖慣組的方案。常采用主從模式和投票模式進(jìn)行傳感器信息的判斷[1]。歐洲阿里安火箭采用了雙冗余設(shè)計，Space X的獵鷹火箭采用分布式冗余慣組設(shè)計[2]。一般冗余設(shè)計的判別準(zhǔn)則是少數(shù)服從多數(shù)的閾值判別方法。即預(yù)先設(shè)置閾值，在一定時間區(qū)間對測量同一參數(shù)的多個傳感器輸出結(jié)果進(jìn)行比較，當(dāng)差值大于設(shè)定閾值時，根據(jù)少數(shù)服從多數(shù)的原則進(jìn)行取舍，最終結(jié)果可以采用取平均值或者中間值的方式?jīng)Q定[3
航天控制 2021年3期2021-11-16
- 艦載發(fā)射裝置捷聯(lián)慣組正交安裝誤差標(biāo)定方法
量組合（簡稱捷聯(lián)慣組，Strapdown Inertial Measurement Unit，SIMU）直接固連在發(fā)射裝置俯仰架上，隨俯仰架一起運動，捷聯(lián)慣組內(nèi)部的角速率陀螺儀和加速度儀，直接測量架上導(dǎo)彈的角運動物理量，將數(shù)據(jù)傳遞給武控系統(tǒng)，經(jīng)武控系統(tǒng)融合發(fā)射裝置位置信息后進(jìn)行解算，通過發(fā)控設(shè)備為導(dǎo)彈裝訂基準(zhǔn)數(shù)據(jù)參數(shù)，如圖1所示。因此，如何準(zhǔn)確地將發(fā)射瞄準(zhǔn)的基準(zhǔn)數(shù)據(jù)測得并賦予導(dǎo)彈武器系統(tǒng)，是某艦載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)總體方案的關(guān)鍵技術(shù)之一。圖1 某艦載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)
艦船科學(xué)技術(shù) 2021年5期2021-07-03
- 慣組小系統(tǒng)動力學(xué)建模與非線性特性分析
100076）慣組小系統(tǒng)是由慣組、基座和減振器等組成。飛行器飛行過程中，慣組小系統(tǒng)將經(jīng)歷長時大振動、短時強沖擊和持續(xù)高過載及高溫等惡劣環(huán)境，嚴(yán)重影響了其測量精度和使用壽命。慣組陀螺信號受外界角振動環(huán)境的影響會迭加基座和減振器的角振動分量，導(dǎo)致陀螺測量出現(xiàn)誤差，直接影響到飛行穩(wěn)定性。慣組加表信號受外界線振動環(huán)境的影響會疊加基座和減振器的高頻振動分量、引入虛假的運動，導(dǎo)致加表測量出現(xiàn)誤差，進(jìn)而影響到導(dǎo)航精度。工程上，通過將基座設(shè)計為剛性平臺以消除其負(fù)面影響，
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2021年1期2021-05-27
- 基于卡爾曼濾波的主子慣組匹配標(biāo)定方法設(shè)計
PS、里程計和主慣組等外觀測信息，無需測試轉(zhuǎn)臺,只要輔以車輛的不同機動方式就可利用Kalman濾波實現(xiàn)誤差參數(shù)的標(biāo)定；王樂[7]在僅引入主慣組信息的前提下設(shè)計了29維Kalman濾波器，通過編排導(dǎo)彈發(fā)射車的轉(zhuǎn)彎、起豎和側(cè)傾等機動，進(jìn)行被測慣組的誤差激勵以實現(xiàn)免拆標(biāo)定；王海亮等[8]利用炮車的常規(guī)機動方式在野戰(zhàn)環(huán)境下實現(xiàn)了彈載IMU的簡易標(biāo)定。以上研究者所做工作都實現(xiàn)了預(yù)期標(biāo)定，但是存在濾波器維數(shù)過高、計算量大和載體運動路徑過于理想化等問題。本文引入主慣組信
河南理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2021年2期2021-01-21
- 速率偏頻激光捷聯(lián)慣組加速度計分析
簡稱速率偏頻激光慣組)工作時關(guān)閉激光陀螺儀的機械抖動，通過轉(zhuǎn)位機構(gòu)來回勻速轉(zhuǎn)動使激光陀螺儀工作在鎖區(qū)外，降低激光陀螺儀由于機械抖動頻繁過鎖區(qū)產(chǎn)生的隨機游走誤差，在同等慣性儀表的硬件條件下，提高了定向精度[1]。目前激光陀螺儀對定向精度的影響研究較透徹，但加速度計對定向精度的影響研究較少。速率偏頻激光慣組工作過程中，受環(huán)境及自身溫度變化等因素影響，加速度計存在零偏穩(wěn)定性和視速度隨機游走等誤差，嚴(yán)重制約了速率偏頻激光慣組的定向精度[2]。為了進(jìn)一步提高定向精度
壓電與聲光 2020年5期2020-10-28
- 一種慣組系統(tǒng)自標(biāo)定與自動化測試方案的設(shè)計
330201)慣組系統(tǒng)是一種為航天器等運載體提供導(dǎo)航位置和速度的慣性測量系統(tǒng)。在實際應(yīng)用中，系統(tǒng)中的電子元器件會隨著時間的推移發(fā)生老化、磨損等，相關(guān)慣性敏感元件因承受載體振動、沖擊等影響，在使用一定時間后會導(dǎo)致其導(dǎo)航精度降低，需要對其進(jìn)行定期標(biāo)定[1-3]。此外，為提高導(dǎo)航精度，某些彈載慣組系統(tǒng)還需在發(fā)射前對其進(jìn)行再次在線自標(biāo)定。根據(jù)標(biāo)定場所不同，標(biāo)定方法可以分為室內(nèi)標(biāo)定和外場標(biāo)定。根據(jù)觀測量不同可分為分立標(biāo)定和系統(tǒng)級標(biāo)定，其中分立標(biāo)定是一種常用的高精度
九江學(xué)院學(xué)報(自然科學(xué)版) 2020年3期2020-10-22
- 基于Teamcenter VSA 的導(dǎo)引頭安裝精度分析
言導(dǎo)引頭相對于慣組的安裝精度是末制導(dǎo)設(shè)計中的重要精度指標(biāo)，對于末制導(dǎo)精度具有重要影響，因此往往提出較高精度要求[1～3]。該安裝精度取決于尺寸鏈中相關(guān)結(jié)構(gòu)自身幾何偏差和配合面精度。某飛行器提出導(dǎo)引頭相對于慣組在俯仰方向和偏航方向的精度不超過±20′，其部分結(jié)構(gòu)布局如圖1 所示。圖1 結(jié)構(gòu)布局Fig.1 Structure Layout導(dǎo)引頭與儀器艙通過斜螺釘連接，儀器艙與彈體通過徑向螺釘連接，慣組通過慣組梁安裝于彈體側(cè)壁。相比于常規(guī)導(dǎo)彈布局，該結(jié)構(gòu)布局具
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2020年5期2020-10-13
- 制導(dǎo)火箭慣性組件在線校準(zhǔn)方法研究
組件（以下簡稱“慣組”）大都采用MEMS器件，例如MEMS加速度計和MEMS陀螺儀。MEMS慣性器件具有體積小、功耗低和可靠性高等明顯的優(yōu)勢，但是在長期儲存過程中存在零位漂移的問題。慣組的零位漂移會直接影響命中精度，關(guān)系作戰(zhàn)效能，因此需要定期地對慣性組件進(jìn)行校準(zhǔn)。傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法是將慣組從制導(dǎo)火箭上拆卸通過高精度轉(zhuǎn)臺進(jìn)行校準(zhǔn)。該校準(zhǔn)方法實施過程復(fù)雜，實施難度大，同時在拆卸過程中存在不可避免的安全隱患，批量維護成本高，上述問題增加了后期的維護難度，給制導(dǎo)火箭的應(yīng)
航天制造技術(shù) 2020年3期2020-07-16
- 基于加權(quán)t-SNE和偏離度的捷聯(lián)慣組穩(wěn)定狀態(tài)評估方法
E和偏離度的捷聯(lián)慣組穩(wěn)定狀態(tài)評估方法李 亞，徐軍輝，單 斌，甄占昌（火箭軍工程大學(xué)導(dǎo)彈工程學(xué)院，西安，710025）針對傳統(tǒng)的捷聯(lián)式慣性測量組合（Strapdown Inertial Navigation System，SIMU）穩(wěn)定性分析方法存在的僅能定性評價、不能量化比較的缺點，基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法，提出一種利用改進(jìn)的加權(quán)-分布領(lǐng)域嵌入（-Distributed to Chastic Neighbor Embedding，-SNE）的流形學(xué)習(xí)方法提取數(shù)據(jù)
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2020年2期2020-04-22
- 高精度多冗余捷聯(lián)慣組配置優(yōu)化設(shè)計與應(yīng)用研究
4]，多冗余捷聯(lián)慣組可以根據(jù)系統(tǒng)需求，靈活地實現(xiàn)慣性器件的冗余配置，分擔(dān)指標(biāo)實現(xiàn)難度，有效提高系統(tǒng)的精度和可靠性。捷聯(lián)慣組的冗余配置大致分為兩種[11-14]：測量軸的正交配置方案和非正交配置方案。多冗余捷聯(lián)慣組配置優(yōu)化設(shè)計一般是在慣性器件個數(shù)確定的前提下進(jìn)行的。采用非正交配置時，目前比較經(jīng)典的非正交配置方案，如6個慣性器件組成的冗余系統(tǒng)，其測量軸分別沿十二面體的6個平面的法線方向配置，精度分配比較平均，但需要對加速度計陀螺儀的輸出進(jìn)行附加計算，以得到沿載
導(dǎo)航定位與授時 2019年6期2019-12-11
- 鐵電存儲器在捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中的應(yīng)用研究
00076）捷聯(lián)慣組上電初始化時需要讀取內(nèi)部存儲器上的大量慣組參數(shù)，參數(shù)數(shù)量多達(dá)上千個，而當(dāng)采用參數(shù)三取二模式時，讀取參數(shù)次數(shù)甚至高達(dá)數(shù)千次。目前，捷聯(lián)慣組系統(tǒng)一般采用支持I2C總線的EEPROM存儲芯片，該芯片讀寫速度較慢，導(dǎo)致捷聯(lián)慣組上電初始化過程中在參數(shù)讀取階段耗費時間較長，這無法滿足新產(chǎn)品對捷聯(lián)慣組就緒準(zhǔn)備時間短的要求。因此，提高捷聯(lián)慣組內(nèi)部參數(shù)讀取性能十分必要。近年來，鐵電存儲器（FRAM）技術(shù)得到了飛速發(fā)展，其特點是速度快，能夠像RAM一樣進(jìn)行
中國設(shè)備工程 2019年11期2019-07-10
- 光纖慣組調(diào)測試自動化技術(shù)研究
浩 陶 鈞光纖慣組調(diào)測試自動化技術(shù)研究劉 浩 陶 鈞（北京航天時代光電科技有限公司，北京 100094）針對光纖慣組批量生產(chǎn)中調(diào)測試環(huán)節(jié)技術(shù)難度大、操作復(fù)雜、生產(chǎn)效率低等瓶頸問題，采用試驗設(shè)備自動控制、產(chǎn)品數(shù)據(jù)自動處理以及調(diào)測試流程無縫鏈接等技術(shù)，實現(xiàn)了調(diào)測試從試驗操作到數(shù)據(jù)處理直至報告生成的全流程一鍵觸發(fā)式自動化，大幅提升了調(diào)測試效率、過程可靠性和質(zhì)量一致性。光纖慣組；調(diào)測試；自動化；數(shù)據(jù)處理1 引言光纖慣組（即光纖陀螺捷聯(lián)慣性測量組合）作為一種新型慣
航天制造技術(shù) 2019年1期2019-03-20
- 基于穩(wěn)流電路退化過程建模的激光慣組剩余壽命預(yù)測方法
京 100191慣組是飛行器上的關(guān)鍵部件，它的正常工作與否直接關(guān)系到飛行器是否能按照預(yù)定路線準(zhǔn)確運動。隨著慣組性能的不斷提高及系統(tǒng)復(fù)雜性的不斷增加，慣組的可靠性、維修性等問題日漸突出。慣組故障主要由電路元件故障和慣性器件故障引起，二者最終表現(xiàn)為慣性器件的輸出異常。激光慣組是以激光陀螺為核心器件，激光陀螺相比于其他陀螺具有可靠性高、壽命長及長期精度穩(wěn)定性好等優(yōu)點，從使用方長期積累的維修數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，激光陀螺出現(xiàn)故障的幾率比較小。另一方面，慣組內(nèi)部各功能板上的電路
航天控制 2018年6期2019-01-07
- 運載火箭捷聯(lián)慣組全自主對準(zhǔn)技術(shù)應(yīng)用研究
運載火箭光學(xué)捷聯(lián)慣組系統(tǒng)(激光/光纖)已基本取代平臺系統(tǒng)。隨著組合導(dǎo)航系統(tǒng)的成熟應(yīng)用和高精度捷聯(lián)慣組的工程應(yīng)用，精度高、適應(yīng)性強的全自主對準(zhǔn)算法有助于實現(xiàn)運載火箭發(fā)射前的初始對準(zhǔn)。采用全自主對準(zhǔn)技術(shù)，可不依賴地面的瞄準(zhǔn)設(shè)備，簡化火箭瞄準(zhǔn)測試流程，縮短發(fā)射測試時間，提高全箭發(fā)射的機動性。1 運載火箭全自主對準(zhǔn)特點在運載火箭初始對準(zhǔn)過程中，箭體易受發(fā)射場陣風(fēng)等干擾因素的影響，這會導(dǎo)致慣導(dǎo)系統(tǒng)產(chǎn)生角晃動與線晃動，晃動角幅值最大可達(dá)十幾角分。運載火箭初始對準(zhǔn)技術(shù)必
上海航天 2018年5期2018-11-03
- 基于信號辨識的運載火箭實時減載控制技術(shù)
技術(shù)的發(fā)展，捷聯(lián)慣組的成本大幅降低，精度不斷提高，已逐漸應(yīng)用到新型運載火箭中。該文提出了采用捷聯(lián)慣組的視加速度信號參與實時減載控制，對捷聯(lián)慣組敏感到的視加速度信號進(jìn)行特殊的處理，對速率陀螺測量的角速率信號進(jìn)行辨識，間接獲得箭體質(zhì)心附近的視加速度信號，滿足實時減載所需測量信號的要求。1 測量方程的描述為了降低箭體彈性變形對敏感元器件測量到信號的影響，通常將用于實時減載的加表測量裝置安裝于離質(zhì)心較近且彈性變形較小的位置，如圖1中的加表測量裝置；而捷聯(lián)慣組敏感到
航天控制 2018年3期2018-07-05
- 多自由度振動環(huán)境下慣組非線性傳遞特性研究
自由度振動環(huán)境下慣組非線性傳遞特性研究付瑋，丁鎮(zhèn)軍，邊學(xué)鵬（北京強度環(huán)境研究所，北京 100076）慣組作為飛行器姿控系統(tǒng)的傳感器，其局部安裝結(jié)構(gòu)的傳遞特性的測量精度直接關(guān)系到導(dǎo)航精度。目前，慣組普遍使用減振器進(jìn)行隔振，而減振器都呈現(xiàn)出較強的非線性特征。為了考察慣組在不同工況下的傳遞特性，將慣組簡化為六自由度Duffing模型，推導(dǎo)了基礎(chǔ)激勵下系統(tǒng)的運動微分方程，并用龍格?庫塔法對方程進(jìn)行求解，分析了自由衰減振動和強迫振動下不同工況的系統(tǒng)傳遞特性。結(jié)果表明
航天器環(huán)境工程 2018年2期2018-05-03
- 正六面體工裝誤差對光纖慣組加速度計零偏標(biāo)定精度影響分析
導(dǎo)航精度。要提高慣組的使用精度，一方面要提高陀螺和加速度計的自身精度，另一方面還需要提高慣組的標(biāo)定精度。提高標(biāo)定精度需要分析各誤差源對標(biāo)定參數(shù)產(chǎn)生的影響，對基于大理石平板正六面體工裝的標(biāo)定進(jìn)行分析，六面體工裝的精度會對標(biāo)定結(jié)果產(chǎn)生影響。本文通過評估工裝精度對標(biāo)定結(jié)果影響的量化關(guān)系，提出一種減小工裝誤差影響的光纖慣組標(biāo)定解算方法。文獻(xiàn)[1]、文獻(xiàn)[2]針對轉(zhuǎn)臺誤差對標(biāo)定結(jié)果的影響進(jìn)行分析[1-2]，文獻(xiàn)[3]研究了基于離心機的IMU標(biāo)定及誤差分析方法[3],
導(dǎo)航定位與授時 2018年2期2018-04-12
- 單機十表冗余慣組故障后重構(gòu)最優(yōu)估計研究
君?單機十表冗余慣組故障后重構(gòu)最優(yōu)估計研究周維正1，李學(xué)鋒1，趙賽君2（1. 北京航天自動控制研究所，北京，100854；2. 北京無線電測量研究所，北京，100854）對于單機十表冗余慣組故障后的重構(gòu)估計，提出一種結(jié)合可靠性和精度的重構(gòu)策略，基于該策略，提出一種在線重構(gòu)估計方法，對在故障診斷中常用的校驗方程殘差進(jìn)行分析；通過時間序列分析的方法確定噪聲結(jié)構(gòu)，用卡爾曼濾波對其進(jìn)行在線估計，估計結(jié)果作為重構(gòu)模型估計精度指標(biāo)的評價；采用濾波補償?shù)姆椒▽收媳磉M(jìn)行
導(dǎo)彈與航天運載技術(shù) 2018年1期2018-03-21
- 航天器捷聯(lián)慣組基座構(gòu)型設(shè)計
10016)捷聯(lián)慣組基座作為航天器導(dǎo)航與控制系統(tǒng)的關(guān)鍵單機——慣組(慣性測量組合)的安裝基座(支架)，其動態(tài)特性(主要指對激勵的響應(yīng)和傳遞特性)直接影響到慣組動態(tài)特性，進(jìn)而影響到慣組力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性、慣組動態(tài)導(dǎo)航精度和航天器的彈性穩(wěn)定性設(shè)計，涉及到力學(xué)環(huán)境、結(jié)構(gòu)、控制、制導(dǎo)等多個專業(yè)，影響范圍廣，設(shè)計難度大，在航天器研制中占有重要地位，選擇恰當(dāng)?shù)幕鶚?gòu)型是航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要內(nèi)容。在慣組研制中，人們對動態(tài)環(huán)境對慣組導(dǎo)航精度的影響模式及誤差補償進(jìn)行了大量研究[
兵器裝備工程學(xué)報 2018年2期2018-03-14
- 慣組飛行角振動環(huán)境測量與環(huán)境條件設(shè)計
)0 前言火箭上慣組等姿態(tài)敏感設(shè)備在動態(tài)環(huán)境下的導(dǎo)航精度指標(biāo)，一般通過地面多自由度振動試驗進(jìn)行考核，關(guān)鍵在于確定合理且覆蓋真實飛行環(huán)境的多維振動環(huán)境試驗條件[1-3]。其中火箭飛行的線振動環(huán)境可以通過常規(guī)的振動加速度傳感器測量得到，而對于飛行的角振動環(huán)境，目前還沒有實測方法和實測數(shù)據(jù)，一般根據(jù)經(jīng)驗確定角振動試驗的量級，因此存在欠試驗或過試驗的現(xiàn)象，達(dá)不到準(zhǔn)確考核慣組動態(tài)導(dǎo)航精度的效果[4-5]。本文在總結(jié)型號研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，提出一種慣組的飛行角振動環(huán)境測
宇航總體技術(shù) 2018年1期2018-03-09
- SINS/OD組合導(dǎo)航系統(tǒng)轉(zhuǎn)彎誤差補償*
文獻(xiàn)指出里程計和慣組之間存在桿臂，并建立了桿臂補償算法，糾正了桿臂誤差［3］；里程計刻度系數(shù)和慣組相對于載體系的安裝誤差對導(dǎo)航精度影響最大，文獻(xiàn)［4-5］和文獻(xiàn)［6-7］分別利用離線和在線表標(biāo)定兩種方式解決了這兩種問題；文獻(xiàn)［8］將打滑、側(cè)滑、跳躍等情況作為里程計故障，加入判斷機制進(jìn)行處理。軍用履帶車輛的里程計通常安裝在變速箱一側(cè)的輸出軸上，當(dāng)車輛直線行駛時里程計所測得的速度與真實數(shù)據(jù)相差不大。但是當(dāng)車輛轉(zhuǎn)彎時，內(nèi)、外兩側(cè)車輪速度不一致，而里程計只能測得一
火力與指揮控制 2018年1期2018-03-02
- 激光慣組結(jié)構(gòu)系統(tǒng)陀螺抖動性能確定方法與應(yīng)用
優(yōu)點［2］。激光慣組已廣泛應(yīng)用于運載火箭、導(dǎo)彈、衛(wèi)星、飛機、船舶、車輛以及其他民用領(lǐng)域。但激光陀螺在日益廣泛的應(yīng)用中也有自身的局限性［3］。激光陀螺依靠環(huán)形行波激光諧振腔內(nèi)的雙向行波間的諧振頻率差來測量載體的角速度，諧振腔中相向運行的兩束激光的拍頻與腔體相對于慣性空間的轉(zhuǎn)動角速率成正比，當(dāng)頻率較小時，兩束光的頻率會被牽引乃至同步，使激光陀螺輸出為0，即激光陀螺不能測量小的角速率，這種現(xiàn)象叫做激光陀螺的閉鎖效應(yīng)。采用抖動偏頻技術(shù)是控制激光陀螺的有效方法［4-
導(dǎo)航與控制 2018年1期2018-02-28
- 一種新的激光捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)級溫度補償方法
捷聯(lián)慣導(dǎo)工作時，慣組內(nèi)的溫度會隨著時間不斷升高，引起慣性器件標(biāo)度因數(shù)和零偏的變化，從而無法滿足慣組在全溫范圍內(nèi)工作。因此，有必要采取相應(yīng)措施來減少溫度帶來的誤差。提出一種通過3次樣條插值法建立初始模型，不斷迭代計算模型偏差修正樣條曲線的方法，確立激光陀螺和石英撓性加速度計的溫度誤差模型存入DSP中，最終由導(dǎo)航計算機實現(xiàn)慣組輸出的實時補償。通過標(biāo)定和靜態(tài)通電驗證了模型的正確性和重復(fù)性，為進(jìn)一步提高慣導(dǎo)精度奠定了基礎(chǔ)。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)；溫度誤差補償；樣條插值；迭代
導(dǎo)航與控制 2017年5期2017-10-11
- MEMS冗余慣組小幅值故障檢測的PCA算法設(shè)計和優(yōu)化
1）MEMS冗余慣組小幅值故障檢測的PCA算法設(shè)計和優(yōu)化韓 強，李保國，陳克川(北京航空航天大學(xué)，北京100191）當(dāng)組成冗余慣組的陀螺為MEMS陀螺，而故障又為幅值比較小的階躍故障時(仿真發(fā)現(xiàn)，階躍故障幅值為陀螺噪聲方差的10倍左右大小時），使用以往的PCA故障檢驗方法，陀螺噪聲會造成故障檢測的困難。針對這種情況，提出了MEMS冗余慣組小幅值故障檢測的PCA(Principal Component Analysis）算法設(shè)計和優(yōu)化的方法，在以往PCA算法
導(dǎo)航與控制 2017年5期2017-10-11
- 冗余慣組故障檢測與隔離的廣義似然比解耦矩陣構(gòu)造新方法①
10072)冗余慣組故障檢測與隔離的廣義似然比解耦矩陣構(gòu)造新方法①張 通，符文星，任子君，閆 杰(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)冗余慣組可提高運載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性，慣性器件發(fā)生故障會污染導(dǎo)航信息，需要進(jìn)行在線故障檢測和隔離。面對安裝矩陣一定的成套冗余捷聯(lián)慣組，使用Potter算法構(gòu)造解耦矩陣的廣義似然比故障檢測方法，無法檢測并隔離特定軸故障，提出選擇正交投影矩陣的極大無關(guān)組來構(gòu)造解耦矩陣，采用全數(shù)字仿真對改進(jìn)方法進(jìn)行驗證。結(jié)果表明，新方法
固體火箭技術(shù) 2017年4期2017-09-15
- 非共面基座的不對等精度平臺慣組主從冗余控制技術(shù)
稱平臺)和捷聯(lián)式慣組(以下簡稱慣組)2大類，冗余配置模式主要包括以下幾種：平臺+慣組主從冗余[2]、雙慣組主從冗余[3-4]、三慣組冗余[5]和單慣組多表冗余[6]等。慣性器件的故障診斷目前已發(fā)展出多種方法，如：閾值比較法[7]、小波變換法[8]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法[9]、解析模型法[10]、支持向量機[11]、專家系統(tǒng)法[12]和等價空間法[13-14]等。這些冗余技術(shù)方案多數(shù)應(yīng)用的前提是慣性測量器件之間儀表精度相當(dāng)，且同時安裝在共同的測量基座上或具有相同的測量
航天控制 2017年6期2017-03-09
- 雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在長征二號丁運載火箭上的研發(fā)與實踐
闡述了采用雙八表慣組和光纖慣組的必要性，以及激光/光纖雙捷聯(lián)慣組的優(yōu)勢。給出了基于采用主從冗余設(shè)計的激光/光纖雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)的組成，以及突破的故障診斷與決策、全方位發(fā)射、組合導(dǎo)航、方位瞄準(zhǔn)及參數(shù)測量、三CPU冗余計算機等關(guān)鍵技術(shù)。飛行試驗驗證了雙捷聯(lián)冗余技術(shù)總體設(shè)計的正確性。展望了運載火箭慣導(dǎo)技術(shù)中二度故障重構(gòu)率提高、組合導(dǎo)航改進(jìn)、雙捷聯(lián)主備份互換、大角度空中滾轉(zhuǎn)定向、十表慣組應(yīng)用等的后續(xù)發(fā)展。雙捷聯(lián)冗余控制系統(tǒng)的應(yīng)用，提高了全箭飛行可靠性和任務(wù)適應(yīng)性，以
上海航天 2016年4期2016-12-20
- 一種基于激光捷聯(lián)慣組的定瞄一體化系統(tǒng)設(shè)計
一種基于激光捷聯(lián)慣組的定瞄一體化系統(tǒng)設(shè)計趙琳，康冰，萬琦，衛(wèi)瑞，董彥維（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京100076）針對武器系統(tǒng)任意點隨機發(fā)射和“停下即打”目標(biāo)的需求，提出了一種基于激光捷聯(lián)慣組的定瞄一體化系統(tǒng)設(shè)計方案。系統(tǒng)由以激光捷聯(lián)慣組為核心的車載定位導(dǎo)航單元和以光管為核心的光學(xué)傳遞單元組成。由里程計、高程計、電子地圖及衛(wèi)星系統(tǒng)輔助激光捷聯(lián)慣組實現(xiàn)較高精度的定位導(dǎo)航功能。通過與車載定位導(dǎo)航單元剛性固聯(lián)的光學(xué)傳遞單元，采用光學(xué)傳遞方式實現(xiàn)與外部設(shè)備的瞄準(zhǔn)，
導(dǎo)航與控制 2016年1期2016-10-14
- 激光捷聯(lián)慣組減振系統(tǒng)設(shè)計計算及試驗研究
100)激光捷聯(lián)慣組減振系統(tǒng)設(shè)計計算及試驗研究楊朋軍，黃金威，李 良(西安航天精密機電研究所 西安 710100)以某型號激光捷聯(lián)慣組減振系統(tǒng)為設(shè)計對象,詳細(xì)論述了激光捷聯(lián)慣組減振系統(tǒng)的設(shè)計過程，并進(jìn)行了相關(guān)試驗驗證，結(jié)果表明理論計算和試驗結(jié)果比較一致。研究結(jié)果對慣性系統(tǒng)減振系統(tǒng)的設(shè)計具有一定的參考意義。減振系統(tǒng)；設(shè)計計算；試驗0 引言激光捷聯(lián)慣組作為慣性導(dǎo)航系統(tǒng)核心部件，其工作環(huán)境的穩(wěn)定性直接關(guān)系著導(dǎo)彈的命中精度。由于新型號武器系統(tǒng)的力學(xué)環(huán)境愈加惡劣，尤
導(dǎo)航定位與授時 2016年4期2016-03-16
- 大角度斜置激光慣組與里程計組合導(dǎo)航方法
)大角度斜置激光慣組與里程計組合導(dǎo)航方法李 旦，劉 明，胡華峰，羅 偉(湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計所，武漢 430040)針對激光慣組斜置條件下慣組坐標(biāo)系相對里程計坐標(biāo)系是大角度的情況，建立了兩坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，推導(dǎo)了里程計輸出轉(zhuǎn)換的安裝誤差補償模型，在補償模型基礎(chǔ)上給出了安裝誤差計算公式。以慣組位移與里程計位移之差作為量測值，建立了狀態(tài)和量測方程，運用Kalman濾波技術(shù)實現(xiàn)慣組/里程計組合導(dǎo)航，最后通過跑車試驗對提出的慣性/里程計組合導(dǎo)航方法進(jìn)行了
導(dǎo)航定位與授時 2016年6期2016-03-16
- 基于時序主成分分析的捷聯(lián)慣組穩(wěn)定性評估*
主成分分析的捷聯(lián)慣組穩(wěn)定性評估*陳建春，甄占昌，徐軍輝，高巖峰(火箭軍工程大學(xué)，陜西 西安 710025)針對捷聯(lián)慣組穩(wěn)定性評估研究中，缺少客觀的評估模型，不能深入的刻畫出捷聯(lián)慣組在使用過程中穩(wěn)定性變化規(guī)律和不能很好確定穩(wěn)定性較差的誤差系數(shù)。提出利用時序主成分分析法，建立一個綜合評價模型，結(jié)合慣組的履歷信息和歷次測試數(shù)據(jù)，對慣組穩(wěn)定性進(jìn)行評估。實例分析表明，綜合模型能夠較好描述慣組穩(wěn)定性變化，特別是反映慣組穩(wěn)定性有異常變化的情況；并從主成分綜合影響度的角度
現(xiàn)代防御技術(shù) 2016年6期2016-02-24
- 基于正交試驗法的冗余捷聯(lián)慣組故障診斷實驗方法研究*
統(tǒng)采用了光學(xué)捷聯(lián)慣組、光學(xué)速率陀螺、三冗余箭載計算機等。作為運載火箭重要的測量設(shè)備，捷聯(lián)慣阻都采用了冗余配置來保證運載火箭控制系統(tǒng)的正常工作［1］。運載火箭普遍采用了三捷聯(lián)慣組系統(tǒng)級冗余，采用三套慣組共架正交安裝，如圖1所示，通過三套慣組的輸出值進(jìn)行表決檢測故障，并隔離故障慣組［2］。在對慣組的故障信號及輸出形式分析研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計出各種不同類型故障檢測算法，而對這些故障檢測算法的有效性評估，以往采用大量重復(fù)性實驗，不僅耗費大量時間還不能考慮到所有的故障
指揮控制與仿真 2015年1期2015-12-02
- MEMS慣性測量組合在系統(tǒng)中的一種測試方法
低的特點，采用對慣組輸出求模并進(jìn)行一段時間均值計算，根據(jù)慣組精度選取合適的判據(jù)，在系統(tǒng)工作中可對慣組的多項指標(biāo)進(jìn)行檢驗。綜述MEMS基本原理MEMS（Micro Electro Mechanical Systems，微機電系統(tǒng)）是指可批量制作的，集微型機構(gòu)、微型傳感器、微型執(zhí)行器以及信號處理和控制電路，直至結(jié)構(gòu)、通信和電源等于一體的微型器件或系統(tǒng)。MEMS將電子系統(tǒng)和外部世界有機地聯(lián)系起來，感受運動、光、聲、熱等自然界信號并轉(zhuǎn)換成系統(tǒng)可處理的電信號，并進(jìn)行
中國科技信息 2015年18期2015-11-05
- 基于光學(xué)自準(zhǔn)直技術(shù)的導(dǎo)航系統(tǒng)姿態(tài)輸入輸出方法
方法將輸出平面與慣組直接建立關(guān)系，從而減少中間環(huán)節(jié)，消除角度傳感器誤差對系統(tǒng)方位角輸出帶來的誤差，可有效避免傳統(tǒng)測量中各種因素的影響。通過模擬試驗該方案三個姿態(tài)角的傳遞精度均可達(dá)到5″ 以內(nèi)，滿足慣性系統(tǒng)的高精度姿態(tài)傳遞需要。姿態(tài)傳遞；自準(zhǔn)直儀；多面鏡；折轉(zhuǎn)光管近年來，基于光學(xué)陀螺的單軸旋轉(zhuǎn)式捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)應(yīng)用越來越廣泛，單軸旋轉(zhuǎn)式捷聯(lián)系統(tǒng)可以通過旋轉(zhuǎn)慣組來調(diào)制陀螺中有規(guī)律漂移和加速度計零位偏差，從而提高系統(tǒng)精度。然而，旋轉(zhuǎn)調(diào)制會引起慣組的姿態(tài)信息不能直
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2015年2期2015-06-05
- 五冗余捷聯(lián)慣組最優(yōu)配置設(shè)計①
2)?五冗余捷聯(lián)慣組最優(yōu)配置設(shè)計①武唯強，陳 康，閆 杰(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)導(dǎo)航制導(dǎo)系統(tǒng)的高可靠性直接決定了固體運載火箭飛行任務(wù)完成的質(zhì)量，而慣組冗余技術(shù)是目前提高系統(tǒng)可靠性的主要方式之一。文章以固體運載火箭導(dǎo)航系統(tǒng)中一種三正交兩斜置的五冗余捷聯(lián)慣組配置方式為對象，以導(dǎo)航性能指標(biāo)最優(yōu)為目標(biāo)函數(shù)，構(gòu)造了最優(yōu)配置下的非線性矛盾方程組，采用最小二乘法求解得到最佳逼近解，得到五冗余捷聯(lián)慣組的最優(yōu)配置，并通過仿真進(jìn)行了驗證。結(jié)果表明，三正交
固體火箭技術(shù) 2015年1期2015-04-25
- 激光捷聯(lián)慣組靜、動態(tài)安裝精度理論計算分析
00)?激光捷聯(lián)慣組靜、動態(tài)安裝精度理論計算分析楊朋軍，雷志學(xué)，李 良，楊瑞超(西安航天精密機電研究所，西安710100)由于試驗技術(shù)條件的限制，激光捷聯(lián)慣組的靜、動態(tài)安裝精度一直無法用試驗方法測試。通過理論計算的方法，對某型號激光捷聯(lián)慣組靜、動態(tài)安裝精度滿足總體指標(biāo)的情況予以詳細(xì)說明。該理論分析方法對其他型號安裝精度理論分析具有一定的指導(dǎo)意義。安裝精度；計算；分析0 引言激光捷聯(lián)慣組系統(tǒng)作為慣性坐標(biāo)基準(zhǔn)，廣泛應(yīng)用于各種運載火箭、導(dǎo)彈及其他飛行器中，其工作
導(dǎo)航定位與授時 2015年5期2015-03-10
- 改進(jìn)Potter算法在冗余捷聯(lián)慣組故障檢測中的應(yīng)用研究
后果。因此，冗余慣組必須進(jìn)行故障檢測，監(jiān)視其工作狀態(tài)，及早發(fā)現(xiàn)故障并隔離。關(guān)于捷聯(lián)慣組的故障檢測算法，國內(nèi)外已有很多學(xué)者進(jìn)行研究。Daly K.C.等提出的廣義似然比法，金宏，張洪鉞提出的最優(yōu)奇偶向量法，Duk-Sun Shim等提出的奇異值分解法。對于采用斜置冗余配置的捷聯(lián)慣組，常采用廣義似然比法進(jìn)行故障檢測。然而，對于本文采用的備份冗余的捷聯(lián)慣組配置，能否采用廣義似然比法進(jìn)行故障檢測仍需要進(jìn)行仿真驗證。1 基于廣義似然比法的故障檢測1.1 廣義似然比法
電子設(shè)計工程 2015年5期2015-01-25
- 基于廣義似然比的冗余慣組故障檢測方法研究
器件構(gòu)成冗余捷聯(lián)慣組（Redundant IMU，RIMU）的方式可以明顯提高導(dǎo)航、制導(dǎo)系統(tǒng)的可靠性。對于捷聯(lián)慣組基于廣義似然比法的故障檢測技術(shù)國內(nèi)外學(xué)者均進(jìn)行了深入研究。國內(nèi)學(xué)者賈鵬[1]介紹了廣義似然比法（GLT）、均值檢驗法，以及局部估計方法等常用的故障診斷方法，驗證了這幾種方法在檢測小故障時實際應(yīng)用的不同效果，并分析了影響各自檢測能力及故障時延的原因及在工程應(yīng)用中的優(yōu)缺點。李延龍[2]針對冗余配置的慣導(dǎo)系統(tǒng)漸變型故障，提出了奇偶方程殘差品質(zhì)的概念及
電子設(shè)計工程 2015年5期2015-01-25
- 一種高精度捷聯(lián)慣組方位引出方法
76）設(shè)計了捷聯(lián)慣組方位基準(zhǔn)鏡安裝誤差的標(biāo)定方法，實現(xiàn)了高精度的方位引出。首先，把捷聯(lián)慣組固定在標(biāo)準(zhǔn)六面體內(nèi)，在高精度轉(zhuǎn)臺上進(jìn)行捷聯(lián)慣組的參數(shù)標(biāo)定，使捷聯(lián)慣組導(dǎo)航坐標(biāo)系與標(biāo)準(zhǔn)六面體一致；然后，在有L形靠面的水平大理石平板上，借助實驗室內(nèi)高精度的北向方位基準(zhǔn)，使用經(jīng)緯儀對平面鏡與標(biāo)準(zhǔn)六面體之間的安裝誤差進(jìn)行標(biāo)定。通過坐標(biāo)系間姿態(tài)矩陣轉(zhuǎn)換，修正安裝誤差后，平面鏡成為方位基準(zhǔn)鏡，從而實現(xiàn)捷聯(lián)慣組的方位角引出，其均方誤差不大于3″。捷聯(lián)慣組；方位引出；高精度轉(zhuǎn)臺；
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2014年6期2014-10-21
- 捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)分布特性研究
00854?捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)分布特性研究張煥鑫 李學(xué)鋒北京航天自動控制研究所，北京 100854針對捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)小樣本的特點，提出將隨機加權(quán)法與最大熵法結(jié)合應(yīng)用于捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)的驗前分布研究。在總體分布參數(shù)形式已知的情況下，根據(jù)已有的先驗信息，采用隨機加權(quán)最大熵法獲得捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)總體參數(shù)的驗前分布。結(jié)合當(dāng)前樣本信息，利用貝葉斯方法給出捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)的驗后分布，揭示捷聯(lián)慣組歷次測試數(shù)據(jù)的統(tǒng)計特性，減少小樣本情況下的統(tǒng)計分析誤差
航天控制 2014年1期2014-08-09
- MEMS慣組抗高g值沖擊設(shè)計方法
076）MEMS慣組抗高g值沖擊設(shè)計方法汪守利，劉海濤，滕 綱，劉爾靜，張 鈺（北京遙測技術(shù)研究所，北京 100076）MEMS慣組以其體積小、成本低、可靠性高在強沖擊環(huán)境中得到越來越廣泛的應(yīng)用。為解決基于石英微陀螺和硅微加速度計的MEMS慣組抗高g值沖擊問題，提出了一種內(nèi)減振抗沖擊設(shè)計方法。在該設(shè)計方法中，將陀螺與加速度計嵌入式安裝在對稱六面體框架結(jié)構(gòu)上，并通過粘接在六面體框架八個頂點的 24塊粘彈性阻尼減震器與慣組基體隔離，實現(xiàn)內(nèi)減振。同時基于彈簧阻尼
中國慣性技術(shù)學(xué)報 2014年3期2014-07-20
- 基于正弦/直線過載的慣性測量組合動態(tài)誤差標(biāo)定系統(tǒng)
量組合（以下簡稱慣組）是航天器慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的重要組成部分，其性能的好壞直接影響航天器的入軌和落點控制精度，隨著控制精度要求的不斷提高，對慣組的測試技術(shù)越來越引起人們的重視。慣組中陀螺、加速度計的輸出不僅與角速度、角加速度有關(guān)，而且與線加速度有關(guān)。目前，高精度轉(zhuǎn)臺完全能夠復(fù)現(xiàn)航天器繞質(zhì)心運動的角速度、角加速度，對該狀態(tài)下慣組的性能作出科學(xué)的評價。而線加速度下性能測試通常采用重力場靜態(tài)位置翻滾測試、精密離心測試、電模擬測試、沖擊振動試驗、火箭撬等方法，目前這些
載人航天 2014年3期2014-05-13
- 三捷聯(lián)慣組冗余系統(tǒng)故障檢測閾值設(shè)計方法①
出發(fā)，基于實際的慣組平臺進(jìn)行動態(tài)閾值的設(shè)計方法研究，并對其故障診斷效果進(jìn)行了分析。1 研究對象本文研究的3套捷聯(lián)慣組采用共支架，共基準(zhǔn)的安裝方式，由6個光纖慣組與3個激光慣組構(gòu)成，如圖1所示。圖1 3套慣組同軸安裝示意圖Fig．1 Coaxially mounted IMUs2 慣組誤差模型2．1 陀螺誤差模型陀螺器件的誤差模型可表示為即2．2 加速度計誤差模型加速度計器件的誤差模型可表示為即3 三捷聯(lián)慣組動態(tài)閾值設(shè)計當(dāng)慣組器件輸出形式為脈沖時，2個器件輸
固體火箭技術(shù) 2014年4期2014-01-16
- 晃動基座初始對準(zhǔn)環(huán)境建模與仿真
運動過程，并生成慣組測量輸出數(shù)據(jù)，為初始對準(zhǔn)仿真驗證提供必要條件。對于初始對準(zhǔn)用的慣組數(shù)據(jù)，工程上通常加入正弦或隨機項模擬箭體晃動，但這種人為加入的運動并不能全面、真實地反應(yīng)地面風(fēng)的影響。因此，研究風(fēng)擾動下初始對準(zhǔn)環(huán)境建模與仿真方法具有重要意義。本文研究了風(fēng)擾動下火箭晃動環(huán)境的建模與仿真方法。該方法結(jié)合風(fēng)場特性和振動理論，建立了地面風(fēng)和箭體振動模型，并給出了捷聯(lián)慣組測量輸出的理想模型和誤差模型。根據(jù)所建立的模型，比較了模擬風(fēng)速譜與目標(biāo)風(fēng)速譜，對仿真獲取的箭
航天控制 2013年3期2013-05-15
- 基于空中對準(zhǔn)過程的在線標(biāo)定及優(yōu)化設(shè)計
191)光纖陀螺慣組輸出誤差影響武器系統(tǒng)導(dǎo)航精度,為了彌補地面標(biāo)定的不足,利用機載制導(dǎo)武器發(fā)射前空中對準(zhǔn)過程進(jìn)行光纖捷聯(lián)系統(tǒng)在線標(biāo)定.介紹了光纖捷聯(lián)系統(tǒng)空中對準(zhǔn)/在線標(biāo)定系統(tǒng)模型,基于此設(shè)計卡爾曼濾波器;針對某機載航空制導(dǎo)炸彈工作過程進(jìn)行了對準(zhǔn)過程中誤差激發(fā)與對導(dǎo)航精度影響的仿真分析,并基于此進(jìn)行了濾波器優(yōu)化設(shè)計;最后進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計前后導(dǎo)航精度仿真比較,仿真結(jié)果顯示:完成空中對準(zhǔn)/在線標(biāo)定優(yōu)化設(shè)計后,光纖捷聯(lián)系統(tǒng)純慣性導(dǎo)航精度得到提高.光纖陀螺;空中對準(zhǔn);
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2011年2期2011-03-16