惯组
- 基于双十表光学捷联惯组的主从冗余方法及信息重构技术
响任务成败。提升惯组的可靠性，可从提升单一元部件的可靠性入手，但受生产工艺水平等因素限制，此项研究投入大、周期长、见效慢，提升空间有限［1］，且无法完全避免未知的外部环境因素对惯性器件性能造成的不良影响。传统的运载火箭设计中通常采用惯组冗余技术，以大幅度提高运载火箭控制系统的可靠性［2］。对于重大工程任务，须遵循“一度故障正常飞行，二度故障保证安全”的设计原则，中国工程实践中现有可满足此项原则的方案仅有双七表挠性惯组冗余方案［3］。随着光学陀螺技术的发展，
导弹与航天运载技术 2023年4期2023-11-06
- 基于器件参数的五冗余捷联惯组配置方法
搭载了五冗余光纤惯组进行导航。当下对五冗余系统多为研究当五轴均配置同型号仪表时导航系统精度提升情况。文献[2]提出了通过最小二乘法进行五冗余捷联惯组的最优配置确定方法;文献[3—4]提出了一种技术指标,以保证冗余惯组数据融合精度,并对冗余惯组故障检测精度进行了分析;文献[5]提出了通过穷举法进行五冗余捷联惯组最优安装角的确定方法;文献[6]等提出了一种惯组信息一致性检验与信息融合的方法;文献[7—8]提出了直接以仪表零漂作为加权系数的加权矩阵构造方法;文献
探测与控制学报 2023年4期2023-09-12
- 模值观测IMU零偏快速标定技术
领域[1-4]。惯组,又被称为惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU),是SINS的核心惯性敏感部件,具体的由三轴正交安装的陀螺仪和加速度计组成,惯组的误差包括零偏、刻度因数、安装误差角和高阶误差项。由于SINS基于航位推算原理的导航解算方式,SINS的导航误差随时间增加而增加且主要取决于惯组的零偏[5-7]。基于六面体、分度头或转台的惯组室内标定是确定惯组误差和保证SINS导航精度的重要手段。然而,惯组内的陀螺和加速度计
兵器装备工程学报 2023年7期2023-08-03
- 无依托瞄准技术在运载火箭基准确立上应用的研究
一种基于激光捷联惯组与瞄准仪相结合的无依托瞄准方法，通过激光惯组自主寻北获得北向基准，再测量出箭上惯性单元棱镜法线与返回光束的准直偏差角，将数据进行合成、解算，最终获得箭上惯组棱镜的初始方位。无依托瞄准技术具有组成简单、自动化程度高、操作流程简化、精度指标可靠的特点，可以提供不大于2’的瞄准综合误差，技术成果满足中国航天发射任务的应用需求，可供未来大型运载火箭瞄准方式参考。运载火箭；无依托瞄准；激光捷联惯组0 引 言火箭地面瞄准系统的作用，是调整火箭制导系
导弹与航天运载技术 2023年2期2023-06-19
- 一种无依托瞄准的角度解算方法
设备采用激光捷联惯组与光学准直测量相结合的无依托瞄准方式,利用激光捷联惯组实现惯组自主定向测量,通过自准直光管完成与箭上目标棱镜的准直偏差角测量[1],最终实现箭上目标棱镜的方位角Am的测量。瞄准设备主要由激光捷联惯组和自准直光管等组成,自准直光管固连在激光捷联惯组本体上,一同安装在发射平台侧面的设备舱内,实现与箭上目标棱镜的水平瞄准,如图1 所示。图1 瞄准设备位置关系图Fig.1 Aiming device position diagram工作时,激光
宇航计测技术 2023年2期2023-05-28
- 一种基于VPX 架构的光纤惯组系统集成一体化设计方法
的显著优势,光纤惯组得到了长足发展。 随着工业技术的发展,光纤陀螺仪成本不断降低, 性能持续提高, 光纤惯组将在众多领域得到广泛应用。武器系统/运载火箭控制系统电气设备由IMU、弹/箭载计算机、 卫星导航系统、 电动伺服舵机等单机组成。 传统的控制系统电气设备采用联邦式架构（分离式设计）, 各单机之间采用外部总线进行信息交互, 各部组件之间如电源、 机箱等相互独立, 其连接方式为电缆连接, 该设计架构简单易行, 但并未综合考虑单机性能、 系统性能和成本间的
导航与控制 2023年1期2023-04-20
- 一种考虑加表不对称误差的冗余惯组标定方法
量组件（以下简称惯组）是惯性导航系统的核心组成部分[1,2]。目前，惯性导航系统在航天、航空和军事领域广泛应用。惯性导航系统的精度直接关系到航天器和武器装备的使用效能，惯组标定精度的高低对导航精度有直接影响。惯组误差包括确定性误差和随机误差两部分，其中确定性误差是捷联惯导系统最主要的误差源。因此，在惯组使用前必须通过标定试验确定惯组的各项误差参数，并进行补偿[3]。在日益复杂的使用环境下，要求惯导系统在达到一定精度的同时，还要具备高可靠性[4]。器件级冗余
中国惯性技术学报 2023年2期2023-03-06
- 基于模方迭代算法的惯组参数辨识研究
载体上的光纤捷联惯组系统，伴随着时间的推移与外部环境（温度、湿度）的变化，其内部结构也会随之发生变化，如陀螺光纤环光路的改变等原因，均会改变光纤陀螺误差模型的各组参数。同理，加速度计的误差模型参数也会发生改变。于是，光纤捷联惯组系统在工作一段时间后，应该对其内部的陀螺以及加速度计误差参数重新标定。针对以上不足，在国内方面，王岩探索了沿X，Y,Z轴依次对光纤陀螺进行正转、反转操作辨识误差参数的方法以及经惯组系统沿三个轴向转动24个位置辨识出加速度计的各误差参
电子技术与软件工程 2022年5期2022-07-07
- 一种无引北三轴转台标定捷联惯组方法*
式标定方法对捷联惯组器件误差参数进行标定，该方法直接利用陀螺仪和加速度计的输出量进行计算。其基本原理是设计编排一组转台位置翻转序列，以地球自转角速度和重力加速度作为计算基准，依据建立的陀螺仪和加速度计误差模型，在转台不同的翻转位置上计算出捷联惯组各个轴向加速度计误差参数和陀螺仪零偏误差，而陀螺仪的标度因数误差和非正交性误差是通过转台在标称角速率旋转时的陀螺仪输出值与标称值比较求得。在中低精度捷联惯组器件的标定中，普遍采用的分立式标定方法是六位置翻转法，工程
飞控与探测 2022年2期2022-06-11
- 捷联惯组减振系统角振动固有频率预示及不确定性分析
00076）捷联惯组广泛应用于各种航空航天装备中，它利用加速度计和陀螺等惯性器件测量载体相对于惯性空间的线运动和角运动。由于惯性导航设备与载体直接连接，飞行过程中的振动环境会对捷联惯组的性能产生不利影响，需要设计减振系统，以改善惯性器件的工作环境。Zhang等[1]提出了基于磁流变技术的捷联惯组自适应阻尼隔振方法，对减振效果进行了试验验证；Tao等[2,3]设计了挤压/伸长-剪切模式下磁流变弹性体隔振器，对隔振器刚度进行了估算及验证，并开发了基于相位控制的
中国惯性技术学报 2021年5期2022-01-15
- 运载火箭十表捷联惯组配置的故障诊断与决策*
。由于惯性器件是惯组中的关键部件，因此，冗余配置的捷联惯导系统主要针对惯性器件进行故障检测和诊断，使系统具备应对一定程度故障的容错能力，进而可提高整个导航系统的可靠性。系统惯性器件的配置数目和结构、故障诊断方法、故障检测门限的设计都将影响系统精度及可靠性[10]。单套“十表”配置的惯组由5个陀螺和5个加速度计组成，单表配置的捷联惯导系统在可靠性、经济性和简易性等方面均体现出了一定的优势，将成为后续型号应用的主流[11]。本文提出了一种针对“十表”配置的捷联
飞控与探测 2021年5期2022-01-05
- 以高精度惯组为参考的MEMS惯组参数在线估计方法
赵欣艺，高晓颖，李宇明，裴圣旺，李 瑜（1. 北京航天自动控制研究所，北京，100854；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076； 3. 北京东方计量测试研究所，北京，100086）0 IntroductionIn the launch vehicle mission, the navigation system needs to provide reliable and accurate navigation information. At t
导弹与航天运载技术 2021年6期2021-12-23
- 弹载惯测组合加速度计振动响应影响因素研究
IMU，下文简称惯组)用于给导弹、飞机、车辆等提供姿态、位置信息等以实现导航功能。其内部一般安装用于测量的敏感器件，包括线性加速度测量敏感器件-加速度计。导弹在飞行过程中，因弹体迎角、弹体翻转、空气舵操控、喷管摆动等原因，导致全弹因气动力和惯性力等原因产生振动。随着结构传递，弹体的动态载荷在惯组安装面形成新的动态激励。一方面，动态激励量级过大直接影响加速度计的测量精度；另一方面，受激励作用，因结构原因产生的线角耦合使得加速度计的测量值无法准确表征弹体导航基
航天控制 2021年5期2021-12-07
- 冗余惯性导航系统信息一致性判断方法
用双七表冗余激光惯组，CZ-5、CZ-7运载火箭采用2套六表激光惯组和1套六表光纤惯组的方案。常采用主从模式和投票模式进行传感器信息的判断[1]。欧洲阿里安火箭采用了双冗余设计，Space X的猎鹰火箭采用分布式冗余惯组设计[2]。一般冗余设计的判别准则是少数服从多数的阈值判别方法。即预先设置阈值，在一定时间区间对测量同一参数的多个传感器输出结果进行比较，当差值大于设定阈值时，根据少数服从多数的原则进行取舍，最终结果可以采用取平均值或者中间值的方式决定[3
航天控制 2021年3期2021-11-16
- 舰载发射装置捷联惯组正交安装误差标定方法
量组合（简称捷联惯组，Strapdown Inertial Measurement Unit，SIMU）直接固连在发射装置俯仰架上，随俯仰架一起运动，捷联惯组内部的角速率陀螺仪和加速度仪，直接测量架上导弹的角运动物理量，将数据传递给武控系统，经武控系统融合发射装置位置信息后进行解算，通过发控设备为导弹装订基准数据参数，如图1所示。因此，如何准确地将发射瞄准的基准数据测得并赋予导弹武器系统，是某舰载导弹武器系统总体方案的关键技术之一。图1 某舰载导弹武器系统
舰船科学技术 2021年5期2021-07-03
- 惯组小系统动力学建模与非线性特性分析
100076）惯组小系统是由惯组、基座和减振器等组成。飞行器飞行过程中，惯组小系统将经历长时大振动、短时强冲击和持续高过载及高温等恶劣环境，严重影响了其测量精度和使用寿命。惯组陀螺信号受外界角振动环境的影响会迭加基座和减振器的角振动分量，导致陀螺测量出现误差，直接影响到飞行稳定性。惯组加表信号受外界线振动环境的影响会叠加基座和减振器的高频振动分量、引入虚假的运动，导致加表测量出现误差，进而影响到导航精度。工程上，通过将基座设计为刚性平台以消除其负面影响，
中国惯性技术学报 2021年1期2021-05-27
- 基于卡尔曼滤波的主子惯组匹配标定方法设计
PS、里程计和主惯组等外观测信息，无需测试转台,只要辅以车辆的不同机动方式就可利用Kalman滤波实现误差参数的标定；王乐[7]在仅引入主惯组信息的前提下设计了29维Kalman滤波器，通过编排导弹发射车的转弯、起竖和侧倾等机动，进行被测惯组的误差激励以实现免拆标定；王海亮等[8]利用炮车的常规机动方式在野战环境下实现了弹载IMU的简易标定。以上研究者所做工作都实现了预期标定，但是存在滤波器维数过高、计算量大和载体运动路径过于理想化等问题。本文引入主惯组信
河南理工大学学报(自然科学版) 2021年2期2021-01-21
- 速率偏频激光捷联惯组加速度计分析
简称速率偏频激光惯组)工作时关闭激光陀螺仪的机械抖动，通过转位机构来回匀速转动使激光陀螺仪工作在锁区外，降低激光陀螺仪由于机械抖动频繁过锁区产生的随机游走误差，在同等惯性仪表的硬件条件下，提高了定向精度[1]。目前激光陀螺仪对定向精度的影响研究较透彻，但加速度计对定向精度的影响研究较少。速率偏频激光惯组工作过程中，受环境及自身温度变化等因素影响，加速度计存在零偏稳定性和视速度随机游走等误差，严重制约了速率偏频激光惯组的定向精度[2]。为了进一步提高定向精度
压电与声光 2020年5期2020-10-28
- 一种惯组系统自标定与自动化测试方案的设计
330201)惯组系统是一种为航天器等运载体提供导航位置和速度的惯性测量系统。在实际应用中，系统中的电子元器件会随着时间的推移发生老化、磨损等，相关惯性敏感元件因承受载体振动、冲击等影响，在使用一定时间后会导致其导航精度降低，需要对其进行定期标定[1-3]。此外，为提高导航精度，某些弹载惯组系统还需在发射前对其进行再次在线自标定。根据标定场所不同，标定方法可以分为室内标定和外场标定。根据观测量不同可分为分立标定和系统级标定，其中分立标定是一种常用的高精度
九江学院学报(自然科学版) 2020年3期2020-10-22
- 基于Teamcenter VSA 的导引头安装精度分析
言导引头相对于惯组的安装精度是末制导设计中的重要精度指标，对于末制导精度具有重要影响，因此往往提出较高精度要求[1～3]。该安装精度取决于尺寸链中相关结构自身几何偏差和配合面精度。某飞行器提出导引头相对于惯组在俯仰方向和偏航方向的精度不超过±20′，其部分结构布局如图1 所示。图1 结构布局Fig.1 Structure Layout导引头与仪器舱通过斜螺钉连接，仪器舱与弹体通过径向螺钉连接，惯组通过惯组梁安装于弹体侧壁。相比于常规导弹布局，该结构布局具
导弹与航天运载技术 2020年5期2020-10-13
- 制导火箭惯性组件在线校准方法研究
组件（以下简称“惯组”）大都采用MEMS器件，例如MEMS加速度计和MEMS陀螺仪。MEMS惯性器件具有体积小、功耗低和可靠性高等明显的优势，但是在长期储存过程中存在零位漂移的问题。惯组的零位漂移会直接影响命中精度，关系作战效能，因此需要定期地对惯性组件进行校准。传统校准方法是将惯组从制导火箭上拆卸通过高精度转台进行校准。该校准方法实施过程复杂，实施难度大，同时在拆卸过程中存在不可避免的安全隐患，批量维护成本高，上述问题增加了后期的维护难度，给制导火箭的应
航天制造技术 2020年3期2020-07-16
- 基于加权t-SNE和偏离度的捷联惯组稳定状态评估方法
E和偏离度的捷联惯组稳定状态评估方法李 亚，徐军辉，单 斌，甄占昌（火箭军工程大学导弹工程学院，西安，710025）针对传统的捷联式惯性测量组合（Strapdown Inertial Navigation System，SIMU）稳定性分析方法存在的仅能定性评价、不能量化比较的缺点，基于数据驱动的方法，提出一种利用改进的加权-分布领域嵌入（-Distributed to Chastic Neighbor Embedding，-SNE）的流形学习方法提取数据
导弹与航天运载技术 2020年2期2020-04-22
- 高精度多冗余捷联惯组配置优化设计与应用研究
4]，多冗余捷联惯组可以根据系统需求，灵活地实现惯性器件的冗余配置，分担指标实现难度，有效提高系统的精度和可靠性。捷联惯组的冗余配置大致分为两种[11-14]：测量轴的正交配置方案和非正交配置方案。多冗余捷联惯组配置优化设计一般是在惯性器件个数确定的前提下进行的。采用非正交配置时，目前比较经典的非正交配置方案，如6个惯性器件组成的冗余系统，其测量轴分别沿十二面体的6个平面的法线方向配置，精度分配比较平均，但需要对加速度计陀螺仪的输出进行附加计算，以得到沿载
导航定位与授时 2019年6期2019-12-11
- 铁电存储器在捷联惯性导航系统中的应用研究
00076）捷联惯组上电初始化时需要读取内部存储器上的大量惯组参数，参数数量多达上千个，而当采用参数三取二模式时，读取参数次数甚至高达数千次。目前，捷联惯组系统一般采用支持I2C总线的EEPROM存储芯片，该芯片读写速度较慢，导致捷联惯组上电初始化过程中在参数读取阶段耗费时间较长，这无法满足新产品对捷联惯组就绪准备时间短的要求。因此，提高捷联惯组内部参数读取性能十分必要。近年来，铁电存储器（FRAM）技术得到了飞速发展，其特点是速度快，能够像RAM一样进行
中国设备工程 2019年11期2019-07-10
- 光纤惯组调测试自动化技术研究
浩 陶 钧光纤惯组调测试自动化技术研究刘 浩 陶 钧（北京航天时代光电科技有限公司，北京 100094）针对光纤惯组批量生产中调测试环节技术难度大、操作复杂、生产效率低等瓶颈问题，采用试验设备自动控制、产品数据自动处理以及调测试流程无缝链接等技术，实现了调测试从试验操作到数据处理直至报告生成的全流程一键触发式自动化，大幅提升了调测试效率、过程可靠性和质量一致性。光纤惯组；调测试；自动化；数据处理1 引言光纤惯组（即光纤陀螺捷联惯性测量组合）作为一种新型惯
航天制造技术 2019年1期2019-03-20
- 基于稳流电路退化过程建模的激光惯组剩余寿命预测方法
京 100191惯组是飞行器上的关键部件，它的正常工作与否直接关系到飞行器是否能按照预定路线准确运动。随着惯组性能的不断提高及系统复杂性的不断增加，惯组的可靠性、维修性等问题日渐突出。惯组故障主要由电路元件故障和惯性器件故障引起，二者最终表现为惯性器件的输出异常。激光惯组是以激光陀螺为核心器件，激光陀螺相比于其他陀螺具有可靠性高、寿命长及长期精度稳定性好等优点，从使用方长期积累的维修数据发现，激光陀螺出现故障的几率比较小。另一方面，惯组内部各功能板上的电路
航天控制 2018年6期2019-01-07
- 运载火箭捷联惯组全自主对准技术应用研究
运载火箭光学捷联惯组系统(激光/光纤)已基本取代平台系统。随着组合导航系统的成熟应用和高精度捷联惯组的工程应用，精度高、适应性强的全自主对准算法有助于实现运载火箭发射前的初始对准。采用全自主对准技术，可不依赖地面的瞄准设备，简化火箭瞄准测试流程，缩短发射测试时间，提高全箭发射的机动性。1 运载火箭全自主对准特点在运载火箭初始对准过程中，箭体易受发射场阵风等干扰因素的影响，这会导致惯导系统产生角晃动与线晃动，晃动角幅值最大可达十几角分。运载火箭初始对准技术必
上海航天 2018年5期2018-11-03
- 基于信号辨识的运载火箭实时减载控制技术
技术的发展，捷联惯组的成本大幅降低，精度不断提高，已逐渐应用到新型运载火箭中。该文提出了采用捷联惯组的视加速度信号参与实时减载控制，对捷联惯组敏感到的视加速度信号进行特殊的处理，对速率陀螺测量的角速率信号进行辨识，间接获得箭体质心附近的视加速度信号，满足实时减载所需测量信号的要求。1 测量方程的描述为了降低箭体弹性变形对敏感元器件测量到信号的影响，通常将用于实时减载的加表测量装置安装于离质心较近且弹性变形较小的位置，如图1中的加表测量装置；而捷联惯组敏感到
航天控制 2018年3期2018-07-05
- 多自由度振动环境下惯组非线性传递特性研究
自由度振动环境下惯组非线性传递特性研究付玮，丁镇军，边学鹏（北京强度环境研究所，北京 100076）惯组作为飞行器姿控系统的传感器，其局部安装结构的传递特性的测量精度直接关系到导航精度。目前，惯组普遍使用减振器进行隔振，而减振器都呈现出较强的非线性特征。为了考察惯组在不同工况下的传递特性，将惯组简化为六自由度Duffing模型，推导了基础激励下系统的运动微分方程，并用龙格−库塔法对方程进行求解，分析了自由衰减振动和强迫振动下不同工况的系统传递特性。结果表明
航天器环境工程 2018年2期2018-05-03
- 正六面体工装误差对光纤惯组加速度计零偏标定精度影响分析
导航精度。要提高惯组的使用精度，一方面要提高陀螺和加速度计的自身精度，另一方面还需要提高惯组的标定精度。提高标定精度需要分析各误差源对标定参数产生的影响，对基于大理石平板正六面体工装的标定进行分析，六面体工装的精度会对标定结果产生影响。本文通过评估工装精度对标定结果影响的量化关系，提出一种减小工装误差影响的光纤惯组标定解算方法。文献[1]、文献[2]针对转台误差对标定结果的影响进行分析[1-2]，文献[3]研究了基于离心机的IMU标定及误差分析方法[3],
导航定位与授时 2018年2期2018-04-12
- 单机十表冗余惯组故障后重构最优估计研究
君单机十表冗余惯组故障后重构最优估计研究周维正1，李学锋1，赵赛君2（1. 北京航天自动控制研究所，北京，100854；2. 北京无线电测量研究所，北京，100854）对于单机十表冗余惯组故障后的重构估计，提出一种结合可靠性和精度的重构策略，基于该策略，提出一种在线重构估计方法，对在故障诊断中常用的校验方程残差进行分析；通过时间序列分析的方法确定噪声结构，用卡尔曼滤波对其进行在线估计，估计结果作为重构模型估计精度指标的评价；采用滤波补偿的方法对故障表进行
导弹与航天运载技术 2018年1期2018-03-21
- 航天器捷联惯组基座构型设计
10016)捷联惯组基座作为航天器导航与控制系统的关键单机——惯组(惯性测量组合)的安装基座(支架)，其动态特性(主要指对激励的响应和传递特性)直接影响到惯组动态特性，进而影响到惯组力学环境适应性、惯组动态导航精度和航天器的弹性稳定性设计，涉及到力学环境、结构、控制、制导等多个专业，影响范围广，设计难度大，在航天器研制中占有重要地位，选择恰当的基座构型是航天器结构设计的重要内容。在惯组研制中，人们对动态环境对惯组导航精度的影响模式及误差补偿进行了大量研究[
兵器装备工程学报 2018年2期2018-03-14
- 惯组飞行角振动环境测量与环境条件设计
)0 前言火箭上惯组等姿态敏感设备在动态环境下的导航精度指标，一般通过地面多自由度振动试验进行考核，关键在于确定合理且覆盖真实飞行环境的多维振动环境试验条件[1-3]。其中火箭飞行的线振动环境可以通过常规的振动加速度传感器测量得到，而对于飞行的角振动环境，目前还没有实测方法和实测数据，一般根据经验确定角振动试验的量级，因此存在欠试验或过试验的现象，达不到准确考核惯组动态导航精度的效果[4-5]。本文在总结型号研制经验的基础上，提出一种惯组的飞行角振动环境测
宇航总体技术 2018年1期2018-03-09
- SINS/OD组合导航系统转弯误差补偿*
文献指出里程计和惯组之间存在杆臂，并建立了杆臂补偿算法，纠正了杆臂误差［3］；里程计刻度系数和惯组相对于载体系的安装误差对导航精度影响最大，文献［4-5］和文献［6-7］分别利用离线和在线表标定两种方式解决了这两种问题；文献［8］将打滑、侧滑、跳跃等情况作为里程计故障，加入判断机制进行处理。军用履带车辆的里程计通常安装在变速箱一侧的输出轴上，当车辆直线行驶时里程计所测得的速度与真实数据相差不大。但是当车辆转弯时，内、外两侧车轮速度不一致，而里程计只能测得一
火力与指挥控制 2018年1期2018-03-02
- 激光惯组结构系统陀螺抖动性能确定方法与应用
优点［2］。激光惯组已广泛应用于运载火箭、导弹、卫星、飞机、船舶、车辆以及其他民用领域。但激光陀螺在日益广泛的应用中也有自身的局限性［3］。激光陀螺依靠环形行波激光谐振腔内的双向行波间的谐振频率差来测量载体的角速度，谐振腔中相向运行的两束激光的拍频与腔体相对于惯性空间的转动角速率成正比，当频率较小时，两束光的频率会被牵引乃至同步，使激光陀螺输出为0，即激光陀螺不能测量小的角速率，这种现象叫做激光陀螺的闭锁效应。采用抖动偏频技术是控制激光陀螺的有效方法［4-
导航与控制 2018年1期2018-02-28
- 一种新的激光捷联惯导系统级温度补偿方法
捷联惯导工作时，惯组内的温度会随着时间不断升高，引起惯性器件标度因数和零偏的变化，从而无法满足惯组在全温范围内工作。因此，有必要采取相应措施来减少温度带来的误差。提出一种通过3次样条插值法建立初始模型，不断迭代计算模型偏差修正样条曲线的方法，确立激光陀螺和石英挠性加速度计的温度误差模型存入DSP中，最终由导航计算机实现惯组输出的实时补偿。通过标定和静态通电验证了模型的正确性和重复性，为进一步提高惯导精度奠定了基础。惯性导航系统；温度误差补偿；样条插值；迭代
导航与控制 2017年5期2017-10-11
- MEMS冗余惯组小幅值故障检测的PCA算法设计和优化
1）MEMS冗余惯组小幅值故障检测的PCA算法设计和优化韩 强，李保国，陈克川(北京航空航天大学，北京100191）当组成冗余惯组的陀螺为MEMS陀螺，而故障又为幅值比较小的阶跃故障时(仿真发现，阶跃故障幅值为陀螺噪声方差的10倍左右大小时），使用以往的PCA故障检验方法，陀螺噪声会造成故障检测的困难。针对这种情况，提出了MEMS冗余惯组小幅值故障检测的PCA(Principal Component Analysis）算法设计和优化的方法，在以往PCA算法
导航与控制 2017年5期2017-10-11
- 冗余惯组故障检测与隔离的广义似然比解耦矩阵构造新方法①
10072)冗余惯组故障检测与隔离的广义似然比解耦矩阵构造新方法①张 通，符文星，任子君，闫 杰(西北工业大学 航天学院，西安 710072)冗余惯组可提高运载火箭制导系统的可靠性，惯性器件发生故障会污染导航信息，需要进行在线故障检测和隔离。面对安装矩阵一定的成套冗余捷联惯组，使用Potter算法构造解耦矩阵的广义似然比故障检测方法，无法检测并隔离特定轴故障，提出选择正交投影矩阵的极大无关组来构造解耦矩阵，采用全数字仿真对改进方法进行验证。结果表明，新方法
固体火箭技术 2017年4期2017-09-15
- 非共面基座的不对等精度平台惯组主从冗余控制技术
称平台)和捷联式惯组(以下简称惯组)2大类，冗余配置模式主要包括以下几种：平台+惯组主从冗余[2]、双惯组主从冗余[3-4]、三惯组冗余[5]和单惯组多表冗余[6]等。惯性器件的故障诊断目前已发展出多种方法，如：阈值比较法[7]、小波变换法[8]、神经网络法[9]、解析模型法[10]、支持向量机[11]、专家系统法[12]和等价空间法[13-14]等。这些冗余技术方案多数应用的前提是惯性测量器件之间仪表精度相当，且同时安装在共同的测量基座上或具有相同的测量
航天控制 2017年6期2017-03-09
- 双捷联冗余技术在长征二号丁运载火箭上的研发与实践
阐述了采用双八表惯组和光纤惯组的必要性，以及激光/光纤双捷联惯组的优势。给出了基于采用主从冗余设计的激光/光纤双捷联控制系统的组成，以及突破的故障诊断与决策、全方位发射、组合导航、方位瞄准及参数测量、三CPU冗余计算机等关键技术。飞行试验验证了双捷联冗余技术总体设计的正确性。展望了运载火箭惯导技术中二度故障重构率提高、组合导航改进、双捷联主备份互换、大角度空中滚转定向、十表惯组应用等的后续发展。双捷联冗余控制系统的应用，提高了全箭飞行可靠性和任务适应性，以
上海航天 2016年4期2016-12-20
- 一种基于激光捷联惯组的定瞄一体化系统设计
一种基于激光捷联惯组的定瞄一体化系统设计赵琳，康冰，万琦，卫瑞，董彦维（北京航天发射技术研究所，北京100076）针对武器系统任意点随机发射和“停下即打”目标的需求，提出了一种基于激光捷联惯组的定瞄一体化系统设计方案。系统由以激光捷联惯组为核心的车载定位导航单元和以光管为核心的光学传递单元组成。由里程计、高程计、电子地图及卫星系统辅助激光捷联惯组实现较高精度的定位导航功能。通过与车载定位导航单元刚性固联的光学传递单元，采用光学传递方式实现与外部设备的瞄准，
导航与控制 2016年1期2016-10-14
- 激光捷联惯组减振系统设计计算及试验研究
100)激光捷联惯组减振系统设计计算及试验研究杨朋军，黄金威，李 良(西安航天精密机电研究所 西安 710100)以某型号激光捷联惯组减振系统为设计对象,详细论述了激光捷联惯组减振系统的设计过程，并进行了相关试验验证，结果表明理论计算和试验结果比较一致。研究结果对惯性系统减振系统的设计具有一定的参考意义。减振系统；设计计算；试验0 引言激光捷联惯组作为惯性导航系统核心部件，其工作环境的稳定性直接关系着导弹的命中精度。由于新型号武器系统的力学环境愈加恶劣，尤
导航定位与授时 2016年4期2016-03-16
- 大角度斜置激光惯组与里程计组合导航方法
)大角度斜置激光惯组与里程计组合导航方法李 旦，刘 明，胡华峰，罗 伟(湖北航天技术研究院总体设计所，武汉 430040)针对激光惯组斜置条件下惯组坐标系相对里程计坐标系是大角度的情况，建立了两坐标系之间的转换关系，推导了里程计输出转换的安装误差补偿模型，在补偿模型基础上给出了安装误差计算公式。以惯组位移与里程计位移之差作为量测值，建立了状态和量测方程，运用Kalman滤波技术实现惯组/里程计组合导航，最后通过跑车试验对提出的惯性/里程计组合导航方法进行了
导航定位与授时 2016年6期2016-03-16
- 基于时序主成分分析的捷联惯组稳定性评估*
主成分分析的捷联惯组稳定性评估*陈建春，甄占昌，徐军辉，高岩峰(火箭军工程大学，陕西 西安 710025)针对捷联惯组稳定性评估研究中，缺少客观的评估模型，不能深入的刻画出捷联惯组在使用过程中稳定性变化规律和不能很好确定稳定性较差的误差系数。提出利用时序主成分分析法，建立一个综合评价模型，结合惯组的履历信息和历次测试数据，对惯组稳定性进行评估。实例分析表明，综合模型能够较好描述惯组稳定性变化，特别是反映惯组稳定性有异常变化的情况；并从主成分综合影响度的角度
现代防御技术 2016年6期2016-02-24
- 基于正交试验法的冗余捷联惯组故障诊断实验方法研究*
统采用了光学捷联惯组、光学速率陀螺、三冗余箭载计算机等。作为运载火箭重要的测量设备，捷联惯阻都采用了冗余配置来保证运载火箭控制系统的正常工作［1］。运载火箭普遍采用了三捷联惯组系统级冗余，采用三套惯组共架正交安装，如图1所示，通过三套惯组的输出值进行表决检测故障，并隔离故障惯组［2］。在对惯组的故障信号及输出形式分析研究的基础上，设计出各种不同类型故障检测算法，而对这些故障检测算法的有效性评估，以往采用大量重复性实验，不仅耗费大量时间还不能考虑到所有的故障
指挥控制与仿真 2015年1期2015-12-02
- MEMS惯性测量组合在系统中的一种测试方法
低的特点，采用对惯组输出求模并进行一段时间均值计算，根据惯组精度选取合适的判据，在系统工作中可对惯组的多项指标进行检验。综述MEMS基本原理MEMS（Micro Electro Mechanical Systems，微机电系统）是指可批量制作的，集微型机构、微型传感器、微型执行器以及信号处理和控制电路，直至结构、通信和电源等于一体的微型器件或系统。MEMS将电子系统和外部世界有机地联系起来，感受运动、光、声、热等自然界信号并转换成系统可处理的电信号，并进行
中国科技信息 2015年18期2015-11-05
- 基于光学自准直技术的导航系统姿态输入输出方法
方法将输出平面与惯组直接建立关系，从而减少中间环节，消除角度传感器误差对系统方位角输出带来的误差，可有效避免传统测量中各种因素的影响。通过模拟试验该方案三个姿态角的传递精度均可达到5″ 以内，满足惯性系统的高精度姿态传递需要。姿态传递；自准直仪；多面镜；折转光管近年来，基于光学陀螺的单轴旋转式捷联惯性导航系统应用越来越广泛，单轴旋转式捷联系统可以通过旋转惯组来调制陀螺中有规律漂移和加速度计零位偏差，从而提高系统精度。然而，旋转调制会引起惯组的姿态信息不能直
中国惯性技术学报 2015年2期2015-06-05
- 五冗余捷联惯组最优配置设计①
2)五冗余捷联惯组最优配置设计①武唯强，陈 康，闫 杰(西北工业大学 航天学院，西安 710072)导航制导系统的高可靠性直接决定了固体运载火箭飞行任务完成的质量，而惯组冗余技术是目前提高系统可靠性的主要方式之一。文章以固体运载火箭导航系统中一种三正交两斜置的五冗余捷联惯组配置方式为对象，以导航性能指标最优为目标函数，构造了最优配置下的非线性矛盾方程组，采用最小二乘法求解得到最佳逼近解，得到五冗余捷联惯组的最优配置，并通过仿真进行了验证。结果表明，三正交
固体火箭技术 2015年1期2015-04-25
- 激光捷联惯组静、动态安装精度理论计算分析
00)激光捷联惯组静、动态安装精度理论计算分析杨朋军，雷志学，李 良，杨瑞超(西安航天精密机电研究所，西安710100)由于试验技术条件的限制，激光捷联惯组的静、动态安装精度一直无法用试验方法测试。通过理论计算的方法，对某型号激光捷联惯组静、动态安装精度满足总体指标的情况予以详细说明。该理论分析方法对其他型号安装精度理论分析具有一定的指导意义。安装精度；计算；分析0 引言激光捷联惯组系统作为惯性坐标基准，广泛应用于各种运载火箭、导弹及其他飞行器中，其工作
导航定位与授时 2015年5期2015-03-10
- 改进Potter算法在冗余捷联惯组故障检测中的应用研究
后果。因此，冗余惯组必须进行故障检测，监视其工作状态，及早发现故障并隔离。关于捷联惯组的故障检测算法，国内外已有很多学者进行研究。Daly K.C.等提出的广义似然比法，金宏，张洪钺提出的最优奇偶向量法，Duk-Sun Shim等提出的奇异值分解法。对于采用斜置冗余配置的捷联惯组，常采用广义似然比法进行故障检测。然而，对于本文采用的备份冗余的捷联惯组配置，能否采用广义似然比法进行故障检测仍需要进行仿真验证。1 基于广义似然比法的故障检测1.1 广义似然比法
电子设计工程 2015年5期2015-01-25
- 基于广义似然比的冗余惯组故障检测方法研究
器件构成冗余捷联惯组（Redundant IMU，RIMU）的方式可以明显提高导航、制导系统的可靠性。对于捷联惯组基于广义似然比法的故障检测技术国内外学者均进行了深入研究。国内学者贾鹏[1]介绍了广义似然比法（GLT）、均值检验法，以及局部估计方法等常用的故障诊断方法，验证了这几种方法在检测小故障时实际应用的不同效果，并分析了影响各自检测能力及故障时延的原因及在工程应用中的优缺点。李延龙[2]针对冗余配置的惯导系统渐变型故障，提出了奇偶方程残差品质的概念及
电子设计工程 2015年5期2015-01-25
- 一种高精度捷联惯组方位引出方法
76）设计了捷联惯组方位基准镜安装误差的标定方法，实现了高精度的方位引出。首先，把捷联惯组固定在标准六面体内，在高精度转台上进行捷联惯组的参数标定，使捷联惯组导航坐标系与标准六面体一致；然后，在有L形靠面的水平大理石平板上，借助实验室内高精度的北向方位基准，使用经纬仪对平面镜与标准六面体之间的安装误差进行标定。通过坐标系间姿态矩阵转换，修正安装误差后，平面镜成为方位基准镜，从而实现捷联惯组的方位角引出，其均方误差不大于3″。捷联惯组；方位引出；高精度转台；
中国惯性技术学报 2014年6期2014-10-21
- 捷联惯组历次测试数据分布特性研究
00854捷联惯组历次测试数据分布特性研究张焕鑫 李学锋北京航天自动控制研究所，北京 100854针对捷联惯组历次测试数据小样本的特点，提出将随机加权法与最大熵法结合应用于捷联惯组历次测试数据的验前分布研究。在总体分布参数形式已知的情况下，根据已有的先验信息，采用随机加权最大熵法获得捷联惯组历次测试数据总体参数的验前分布。结合当前样本信息，利用贝叶斯方法给出捷联惯组历次测试数据的验后分布，揭示捷联惯组历次测试数据的统计特性，减少小样本情况下的统计分析误差
航天控制 2014年1期2014-08-09
- MEMS惯组抗高g值冲击设计方法
076）MEMS惯组抗高g值冲击设计方法汪守利，刘海涛，滕 纲，刘尔静，张 钰（北京遥测技术研究所，北京 100076）MEMS惯组以其体积小、成本低、可靠性高在强冲击环境中得到越来越广泛的应用。为解决基于石英微陀螺和硅微加速度计的MEMS惯组抗高g值冲击问题，提出了一种内减振抗冲击设计方法。在该设计方法中，将陀螺与加速度计嵌入式安装在对称六面体框架结构上，并通过粘接在六面体框架八个顶点的 24块粘弹性阻尼减震器与惯组基体隔离，实现内减振。同时基于弹簧阻尼
中国惯性技术学报 2014年3期2014-07-20
- 基于正弦/直线过载的惯性测量组合动态误差标定系统
量组合（以下简称惯组）是航天器惯性导航系统的重要组成部分，其性能的好坏直接影响航天器的入轨和落点控制精度，随着控制精度要求的不断提高，对惯组的测试技术越来越引起人们的重视。惯组中陀螺、加速度计的输出不仅与角速度、角加速度有关，而且与线加速度有关。目前，高精度转台完全能够复现航天器绕质心运动的角速度、角加速度，对该状态下惯组的性能作出科学的评价。而线加速度下性能测试通常采用重力场静态位置翻滚测试、精密离心测试、电模拟测试、冲击振动试验、火箭撬等方法，目前这些
载人航天 2014年3期2014-05-13
- 三捷联惯组冗余系统故障检测阈值设计方法①
出发，基于实际的惯组平台进行动态阈值的设计方法研究，并对其故障诊断效果进行了分析。1 研究对象本文研究的3套捷联惯组采用共支架，共基准的安装方式，由6个光纤惯组与3个激光惯组构成，如图1所示。图1 3套惯组同轴安装示意图Fig．1 Coaxially mounted IMUs2 惯组误差模型2．1 陀螺误差模型陀螺器件的误差模型可表示为即2．2 加速度计误差模型加速度计器件的误差模型可表示为即3 三捷联惯组动态阈值设计当惯组器件输出形式为脉冲时，2个器件输
固体火箭技术 2014年4期2014-01-16
- 晃动基座初始对准环境建模与仿真
运动过程，并生成惯组测量输出数据，为初始对准仿真验证提供必要条件。对于初始对准用的惯组数据，工程上通常加入正弦或随机项模拟箭体晃动，但这种人为加入的运动并不能全面、真实地反应地面风的影响。因此，研究风扰动下初始对准环境建模与仿真方法具有重要意义。本文研究了风扰动下火箭晃动环境的建模与仿真方法。该方法结合风场特性和振动理论，建立了地面风和箭体振动模型，并给出了捷联惯组测量输出的理想模型和误差模型。根据所建立的模型，比较了模拟风速谱与目标风速谱，对仿真获取的箭
航天控制 2013年3期2013-05-15
- 基于空中对准过程的在线标定及优化设计
191)光纤陀螺惯组输出误差影响武器系统导航精度,为了弥补地面标定的不足,利用机载制导武器发射前空中对准过程进行光纤捷联系统在线标定.介绍了光纤捷联系统空中对准/在线标定系统模型,基于此设计卡尔曼滤波器;针对某机载航空制导炸弹工作过程进行了对准过程中误差激发与对导航精度影响的仿真分析,并基于此进行了滤波器优化设计;最后进行了优化设计前后导航精度仿真比较,仿真结果显示:完成空中对准/在线标定优化设计后,光纤捷联系统纯惯性导航精度得到提高.光纤陀螺;空中对准;
北京航空航天大学学报 2011年2期2011-03-16