战术导弹姿态算法的仿真与分析

捷联式惯导系统相对于平台式惯导系统姿态解算要复杂得多,捷联系统通过提取陀螺仪和加速度计的测量值实时进行姿态矩阵更新,从而获得载体的姿态信息。本文介绍针对战术导弹为载体的姿态算法,仿真结果表明姿态误差精度可以满足战术导弹的应用。     

基于捷联式导引头技术的制导系统研究

本文提出了一种基于捷联式导引头技术的制导系统设计方案。本方案由捷联导引头和一套惯性组合器件(IMU)组成,采用整体式制导和控制技术,在保证低成本的前提下,大幅提高制导系统的制导精度。通过仿真实验表明该设计方案具有良好的弹道特性。     

地空导弹捷联惯导系统的误差补偿分析

文章分析了捷联式惯导系统主要误差模型及标定方法,对常用的误差补偿方法进行了归纳和总结,并通过弹道数据,反算了几种误差补偿方案的导航误差,最后提出了捷联式惯导系统误差补偿技术的主要研究方向。     

地空导弹捷联惯导系统的误差补偿分析

文章分析了捷联式惯导系统主要误差模型及标定方法,对常用的误差补偿方法进行了归纳和总结,并通过弹道数据,反算了几种误差补偿方案的导航误差,最后提出了捷联式惯导系统误差补偿技术的主要研究方向。     

海浪干扰条件下的AUV惯性导航初始对准方法研究

分析了系泊在母船上的AUV捷联惯导(SINS)初始对准算法,建立了海浪干扰条件下AUV的姿态摇摆运动方程,对母船静止和母船晃动情况下AUV的SINS初始对准过程进行了仿真实验。仿真结果表明,在母船静止情况下失准角能很快收敛;在海浪干扰条件下失准角误差出现了周期性晃动,但晃动幅度较小,达到了AUV的SINS初始对准精度要求。     

基于捷联制导技术的导弹控制系统设计与仿真

精确制导武器在现代战争中扮演着越来越重要的作用,但高昂的成本阻碍了其大规模应用。本文根据这一情况提出了一种基于捷联式导引技术的制导系统方案。本方案由捷联导引头和一套惯性组合器件(IMU)组成,采用制导与控制一体化技术。本文重点对导引律和控制系统进行了详细研究,并建立了相应的数学模型。通过仿真实验表明,该控制方案能够有效对弹丸进行控制,其控制精度符合制导系统要求。     

煤矿救灾机器人组合定位方案设计

基于救灾机器人能够在井下精确定位的目的,结合井下环境特点,设计由捷联惯导系统、里程仪与电子罗盘组成,并采用卡尔曼滤波进行数据综合处理的定位系统。其实现方法为:惯性导航系统用作系统的主定位元件,由电子罗盘及里程仪对其进行校正。电子罗盘用于航向角校正,利用机器人井下长时行走时速度近似匀速的特点对惯导系统的俯仰角和横滚角进行校正,里程仪用于对速度进行校正。最后利用惯导短时精度高的特点对里程仪及电子罗盘的异常状态进行判定,避免将较大误差带入系统。该定位系统基本能够给出机器人当前状态。     

粒子群算法惯性算子凹凸性分析

粒子群算法的惯性因子是算法中的一个重要的参数,目前的研究结果表明,惯性因子为减函数时算法的运行效果更为良好。文中提供了四种减函数作为惯性因子可以使用的算子,它们的凹凸性各有不同。对四个算例的数值仿真结果表明,表现最好的是惯性因子先上凸后下凸的PSO,惯性因子为下凸函数的PSO综合表现优于惯性因子为上凸函数的情况。     

航空惯导系统核心器件寿命测定方法

本文采用一种新方法对航空惯导系统核心器件进行加速寿命试验,试验中采用的加速电流超过了一般加速寿命试验所选取的加速电流,通过对试验数据的分析讨论了该方法的可行性,在加速寿命试验中,对加速电流的上限进行了确定。     

经典控制理论在飞行控制系统中的设计应用

飞行控制系统对控制飞机起到了至关重要的作用。飞行控制系统可用来保证飞行器的稳定性和操纵性、提高完成任务的能力与飞行品质、增强飞行的安全及减轻驾驶员负担。然而如何设计闭环飞行控制系统的反馈参数,使此系统能拥有良好的动态特性和飞机控制力。本文以F16飞机模型为例,以经典控制理论中的根轨迹法为切入点,运用MATLAB软件进行仿真分析设计,最终设计闭环飞行控制系统的反馈参数。