摘要：本文综述了“和平保卫者”导弹惯性制导系统的设计、导弹精度和一些设计成果的经验。并且分析在实际设计时,如何考虑这些影响,以满足系统的性能等要求。

摘要：本文叙述了星光-惯性制导仿真试验系统之计算机系统软件的设计思想以及组成仿真系统的地面控制计算机、弹上制导计算机和星光处理计算机之间的信息交换方式。

摘要：以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿"刚性"和"柔韧"(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)在被称作λ,μ惯性制导泛函形式下,使用视加速度积分陀螺仪,可以不用积分计算仪表而在飞行器本体上构成主要的制导方程;2)主要的制导方程可以转换成被称作α,β惯性制导泛函的形式,在飞行器本体上构成该泛函时完全不需要复杂的计算装置;3)所研究的机电方法不仅能够通过修正所设计的主动段的距离实现在垂直平面内对飞行器质心运动轨迹的单参数修正,也即沿被称作"刚性的"轨迹制导,而且还能对所设计的俯仰转弯角进行修正,也即实现双参数修正,沿着被称作"柔韧性的"轨迹制导。对于使用固体火箭发动机,推力调节有困难的情况,后者具有重要的意义。给出了某些方法的方块图,其中包括最简单的一种—按α,β泛函制导的情况。

摘要：主要针对惯性制导火箭橇试验中惯性测量装置力学环境要求严格的难题,提出采用斜劈面外形控制和发动机斜置的方式对火箭橇系统进行减振处理,对减振平台施加柔性预紧力的方式进行隔振处理,有效控制惯性测量装置在火箭橇运行过程中所处的加速度环境。通过模拟仿真与试验验证,该方法有效地将惯性制导段切向加速度控制在3g以下,竖向加速度控制在4g以下,大幅度减小试验过程中切向和竖向振动值。为以后惯性制导火箭橇试验力学环境控制提供重要支撑。

摘要：在设计陀螺仪的过程中,需要注意陀螺仪应用于飞机控制飞行惯性制导系统时需要搭建传感器、单片机、晶体放大驱动三大模块。随后需要综合积分算法,从而保证陀螺仪可以自行调整飞机航线,而这项技术一般应用于自动驾驶系统中,飞行员在飞机飞行的过程中使用自动驾驶技术就能够极大的降低工作量,从而提升飞行质量。本文主要针对于简易陀螺仪在制作的过程中惯性制导系统的设计进行分析,并且对于未来的简易陀螺仪惯性制导系统设计方案进行了阐述。

摘要：捷联惯性制导系统由于没有稳定的平台而需要通过大量的数学运算建立数学平台 ,因此制导对计算装置的性能要求很高。DSP芯片的出现为这种需要大量实时计算的制导系统提供了方便的应用方案。文中介绍了一种用DSP芯片设计的捷联惯性制导系统 。

摘要：一种用于炮射弹药的惯性 -GPS接收机研究项目最初由美国海军水面武器中心提出。该项目的一种可以承受炮弹高冲击高转速的惯性传感器正在进行开发 ,这种传感器是一种微机械硅传感器 ,采用多传感器结构 ,设计要求其成本低于 30 0 0美元。本文介绍这种低成本的惯性传感器和GPS/惯性制导的原理、构成、试验项目、系统集成和抗高过载的包装等问题。

摘要：介绍了一种基于DSP设计的捷联惯性制导系统。应用TI公司的TMS320C6711DSP器件为系统的核心,采用压频转换进行惯性器件信号采集,利用CPLD实现系统所需要的逻辑电路功能,并对系统硬件平台的方案设计和软件设计进行了分析。分析结果表明,系统满足了捷联惯性制导在数据处理能力并且具有结构简单、可靠性高等特点,克服了传统的X86系统可靠性差、复杂、功耗大等缺点。

摘要：在方向不变的惯性坐标系建立和求解弹道式火箭的动力学方程,可以不考虑牵连惯性力和科氏惯性力,把惯性制导建立在更简捷明了的基础上。不同于过去书刊常常在随地球一起转动的坐标系中研究飞行力学的各种问题。阐明了火箭离开地球表面起飞的初始条件,详细分析了被地球引力吸住一起转动的空气或大气作用在惯性空间运动着的火箭上的空气动力的处理方法。推导了用惯性坐标系中火箭的运动参数计算地理位置的公式和动坐标系运动参数的公式。

摘要：本文针对末制导炮弹末制导段的运动特点 ,根据控制舵所处位置 ,对脱靶量计算模型进行深入分析 ,并对脱靶量计算公式进行了推导 ,利用末制导炮弹的仿真数据进行了验证 ,得出准确结论 ,对炮弹设计。