摘要：利用计算机控制,将精密双轴转台和数据采集卡结合起来,组成了一套捷联惯组的自动化测试系统,从而解决了捷联惯组的自动化测试问题。本文主要介绍了该系统的组成、工作原理及软件实现。

摘要：针对捷联惯组在生产过程中数据分析复杂、故障定位不精准、全生命周期管理困难的问题,提出了一种新的基于数字孪生的捷联惯组运行维护技术。将数字孪生与捷联惯组相结合,为捷联惯组复杂的设计、生产、全生命周期运行维护提供新的思路。通过设计基于捷联惯组全要素可视化的数字孪生系统,对装备进行全生命周期数据管理。基于实际生产的结果表明:所提技术能够在虚拟空间中复现物理实体,借助历史数据、实时数据、技术知识、处理算法、功能模型等,在捷联惯组全生命周期各环节实现物理空间与数字空间的实时交互应用,建立捷联惯组故障库,实现数字化健康管理。

摘要：针对采用空间五点减振的捷联惯组系统,介绍了其总体设计方案,对减振系统的固有频率进行了理论推导和模态仿真,对不同减振布局下捷联惯组的冲击响应进行了分析。结果表明:对于空间五点减振的捷联惯组,其线振动固有频率不随减振器的位置而改变,而角振动固有频率随减振器跨度的增大而增大;单独改变第5点减振器的位置对调整系统角振动固有频率的作用有限,但可有效影响系统的偏心量,进而显著改变IMU在冲击下的角振动响应幅值,较小的偏心量可以降低系统在冲击作用下的角振动幅值;在系统偏心量不变的情况下,同步增加除第5点外的其余4个减振器的跨度,有利于减少系统的角振动响应幅值。

摘要：针对某型飞行器的运动轨迹参数的计算问题,建立了基于MATLAB的捷联惯组测量数据分析平台。该平台采用MATLAB GUI图形化编程语言编制,功能设计兼具模块化和结构化,通过设定初始参数生成飞行器运动轨迹。利用仿真试验数据结果表明,该平台实现了捷联惯组数据在发射坐标下的解算,可用于某飞行器试验数据事后处理和运动轨迹复现工作。

摘要：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,三正交两斜置的五冗余捷联惯组最优配置共有24组解,其全部解的导航性能指标均为1.424 3;当某个正交轴出现故障时,能够从斜置轴信息中重构出正交轴信息,以保证导航信息的准确性和精度,且导航误差在5倍陀螺器件自身误差当量之内。

摘要：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″。

摘要：推导了基于角增量和角速率的两种旋转矢量算法(RVA)及其计算误差,并从理论上分析、比较了两种RVA及其圆锥补偿误差(CCE);在不考虑传感器误差情况下,对两种算法的CCE进行了基于典型圆锥运动的仿真。结果表明,两种RVA的CCE由采样频率和圆锥运动频率的比值定量确定:当比值大于1 000时,相同子样数的两种算法的CCE相等;两种RVA具有圆锥误差补偿效应的范围为该比值介于3和1 000之间。在该有效范围内,CCE随比值的减小而单调增大,并且相同子样数的两种算法的CCE随着子样数的增大而趋于相等;当比值小于等于3时,两种算法的圆锥误差补偿效应同样减弱。从而得出两种算法的圆锥误差补偿效应的近似等效性。对于捷联惯组的设计、RVA的选择及其在惯组高动态环境下的应用具有一定指导作用。

摘要：针对微机械惯性测量单元(micro-electro-mechanical-system inertial measurement unit,MIMU)中存在陀螺漂移的g敏感性以及因漂移误差大而无法进行自主方位对准问题,建立了MIMU系统级标定Kalman滤波状态空间模型,考虑g敏感性误差状态的影响,在量测方程中加入方位失准角变化率以增强g敏感性的状态估计可观性;直接采用外输入粗略初始方位角进行导航解算,降低地球自转角速度的影响,提高陀螺漂移估计精度。设计了一套完整的系统级标定转位编排方案,陀螺标定和加速度计标定相互依赖,共同协作完成MIMU系统级标定,能够有效分离出所有30个标定参数,利用某型号弹载MIMU进行了实物标定试验验证,分别用标定前后数据进行导航解算,对比导航结算结果发现标定后的3个方向的导航速度都降低了,加速度计的刻度因数和零偏标定精度更高。特别在MIMU存在多轴大角度转动情况下,近10 min内达到优于30 m/s的导航速度精度,验证了系统级标定具有较高的精度。

摘要：冗余捷联惯组可以提高运载火箭导航制导系统的可靠性,针对五冗余捷联惯组设计其最优配置方案。方法是基于无故障时系统性能指标函数和发生故障时的导航性能指标函数,对五冗余系统的特殊形态(三正交两斜置结构)进行分析,得到五冗余捷联惯组的最优配置;进一步研究故障发生时对单故障正交轴的重构方法。仿真实例表明,配置方案和重构技术有效,为运载火箭导航制导系统设计提供一种设计思路。

摘要：使用三轴转台标定捷联惯组时,需要对三轴转台引北,用于精准测量捷联惯组相对地球北向的角度。为了减少引北带来的繁重工作量,在研究传统六位置标定方法的基础上,设计了十二位置标定方法。给出了十二位置翻转编排,建立了捷联惯组器件误差参数模型,详细推导了求解误差参数的方程式,并在高精度三轴转台上进行了试验验证。结果表明,在对三轴转台无引北的情况下,十二位置标定方法仍能标定出捷联惯组的24个器件误差参数,且精度与六位置标定方法相当,达到了预期目的。