摘要：对全金属固态振动陀螺(ASVG)的机电耦合特性展开了研究。提出一种利用多物理场有限元仿真模拟ASVG静电激励的检测方法,依据静电驱动与检测原理分析了不同的驱动方式对静电驱动力的影响,优化了电极结构参数,并得到了检测电容的静态误差。结果表明:ASVG的振幅与施加的交流电压与直流偏压呈正比关系,并在1倍谐振频率的驱动电压下,其振幅最大为4.5μm,并被激发至四波腹状态,优化后的电极角度为40°,静电电极与振子间距保持在5μm时,其最大振幅为2.3μm,基本满足设计要求。最后,通过实验得到ASVG的幅频特性与机电特性,验证了分析结果的正确性和可用性。

摘要：针对工程车辆在变电站环境下单一导航模式无法提供精确稳定的定位信息问题,文章围绕全球卫星导航系统/惯性导航系统(global navigation satellite system/inertial navigation system,GNSS/INS)定位原理,详细给出GNSS/INS松组合模型和卡尔曼滤波算法,研发高动态、低成本的GNSS/INS组合导航终端设备,并以2022年3月在江苏省虞城(姑苏)换流站GNSS和GNSS/INS数据为例,比较分析工程车辆静止、运动状态下GNSS和GNSS/INS组合导航定位模式下车辆的点位、姿态角偏差值大小,分析其是否满足作业要求。结果表明提出的GNSS/INS组合模型及其算法数学模型简单、易于程序设计;研发的GNSS/INS终端设备成本低、效率高;车辆在运动状态下组合导航的位置误差要小于GNSS状态下的3 cm,航向角误差小于0.5°,且系统在静态情况下比动态情况下有较高的定向精度。该文的系统设计可以满足变电站工程车辆生产作业的需要,也为变电站环境下高精度、高可靠性的工程车辆导航提供借鉴和参考。

摘要：针对短时遮蔽空间环境下,车载卫星导航系统多路径效应与信号衰减严重、粗差与周跳发生频繁,导致组合导航精度和鲁棒性降低的问题,提出了一种基于自适应因子图的车载GNSS/INS组合导航方法。首先构建GNSS/INS因子图模型,以INS为导航主系统,用GNSS因子对INS进行辅助修正,再根据GNSS测量的残差设计权重函数,进行自适应调整GNSS因子所占的权重,可有效抑制GNSS传感器随环境变化造成的发散误差,进而降低因GNSS定位误差过大对组合导航精度和鲁棒性的影响。最后通过搭载跑车实验进行对比验证,与传统基于因子图的组合导航方法相比,自适应因子图组合导航方法的定位均方根误差和最大误差分别降低了70.01%和55.31%。结果表明,所提方法定位精度更高、鲁棒性更好。

摘要：跨域飞行器由于工作环境复杂多变,在飞行过程中运动参数受瞬态冲击影响较大,导致导航精度降低且难以稳定控制。针对瞬态冲击导致跨域飞行器难以获取准确运动参数的问题,本文研制了一种基于大小量程加速度计组合的惯性导航装置,并提出了一种大小量程加速度计切换策略,利用巴特沃斯滤波器对采集的数据进行滤波处理,通过预设阈值的累计和控制图算法和自主可变滑动窗口实现对冲击点的检测,并采用分段式线性插值方法保证了数据的同步性,最后通过模拟仿真和跌落台试验对本文所提出的切换策略进行试验验证,试验结果表明,分段式线性插值方法的估计误差不超过0.6 g,并在小量程加速计测量值饱和后,切换至大量程加速计的测量值,满足了实时切换的要求,进一步证明该惯性导航装置及大小量程切换策略可应用于飞行器进行跨域试验。

摘要：针对具有轻质薄壳结构的大长径比远程制导火箭弹刚体-弹性体耦合动力学控制难题,提出了一种自适应Super-twisting控制方法。首先,将大长径比远程制导火箭弹的弹性模态与外部干扰项视为归一化扰动,建立了考虑参数、模型不确定性的刚体-弹性体耦合动力学模型。针对外部扰动难以实时精准获取的问题,设计了有限时间收敛干扰观测器,能够在大范围气动参数摄动情形下对远程制导火箭弹外部扰动进行实时精准估计。为提高系统鲁棒性,设计了基于Super-twisting算法的自适应有限时间控制方法,使系统能根据状态误差自动调节控制参数,在削弱高频抖振的同时有效提高抗干扰能力。仿真结果表明:所提控制方法在弹体±15%气动参数摄动的条件下,由平飞状态转变为跟踪幅值为10的正弦弹道倾角指令时,实现3.2 s内弹道倾角跟踪误差收敛至0.002°,可实现远程制导火箭弹姿态平稳跟踪控制弹道倾角指令。

摘要：针对微小型弹药布局设计的现有约束问题,提出了一种新的微小型弹药布局优化方案,基于正常式布局的结构,建立弹药的三维气动模型,对微小型弹药进行流体力学仿真,研究了弹翼尺寸对弹体静稳定性的影响。为验证设计方案的可行性,利用不同的飞行条件进行模拟气动计算,得到微小型弹药的升力、阻力及俯仰力矩参数,计算了升阻比与可用过载。仿真结果表明:所提微小型弹药气动布局方案满足设计要求,且具有良好气动特性和飞行稳定性,为后续设计提供一定的参考依据。

摘要：采用捷联惯导/卫导松组合导航系统的低成本制导弹药在执行任务时,卫星导航信号闪烁、断续、丢失等情况时有发生,严重降低了导航精度。为解决卫导信号短时缺失条件下的精确导航问题,提出了一种基于虚拟运动状态预测和自适应卡尔曼滤波器的卫导信号补偿导航方法。首先,建立卫导接收机正常工作时的状态与量测方程,构建三维空间下弹药制导过程的动力学模型。其次,根据制导律与动力学特性预测制导弹药的虚拟运动状态,并将其输入卡尔曼滤波器,在一定程度上替代卫导信号。最后,设计一种自适应卡尔曼滤波器,该滤波器可根据新息序列实际协方差与理论协方差的不匹配度自动调节增益。仿真结果表明,在卫导信号短时缺失的情况下,相比基于扩展卡尔曼滤波器的松组合导航方法,所提方法可将平均定位精度提升55%以上,为卫导信号短时缺失条件下的组合导航提供新思路。

摘要：为了进一步提高工程应用中扩展卡尔曼滤波器的实时性及通用性,提出了基于具有高度并行性特点的现场可编程逻辑阵列(FPGA)实现扩展卡尔曼滤波器的方案。依据其并行运算的特点,设计了扩展卡尔曼滤波并行运算流程,有效缩短了运算时间。针对矩阵乘法、状态机设计等难点提出优化实施方案,并采用模块化的设计方法进行了系统软件架构设计,使其更加易于进行测试与升级。最后通过与数值仿真结果进行对比分析,验证了本设计具备良好的运算精度,且有效提高了系统实时性。

摘要：针对多飞行器目标齐射问题,提出一种基于事件触发机制的有限时间一致性协同制导方法,通过事件触发机制减少控制指令生成与通信频次,进而降低了信道负载,提升了通信效率与可靠性。首先,设计了两阶段制导律,第一阶段使各飞行器的中间变量一致性误差收敛至一小区间,第二阶段利用三维比例导引律完成制导。其次,将多飞行器系统制导动力学模型整理为二阶多智能体动力学系统,并通过设计终端滑模面将其降阶为一阶多智能体动力学系统。最后,基于事件触发机制,分别设计了集中式与分布式一致性制导方法。理论分析与仿真结果验证了上述方法的有效性、有限时间收敛性与Zeno现象规避性。

摘要：针对微小型金属壳谐振陀螺金属谐振子的激励需求,提出一种非接触式静电力的高压激励电路。通过分析陀螺敏感器件的结构和工作模式,建立静电力模型。采用直流逆变电路转换高压的方法实现高频高压激励的输出,首先通过闭环推挽式升压电路产生正负高压,然后直流逆变电路采用PWM信号驱动正负高压交替输出并滤波,最终实现直流逆变为高频高压输出。通过构建电路仿真模型验证设计的可行性,对比不同截止频率对输出的影响。仿真结果表明,频率为200 kHz,幅值为500 V的高压高频输出,最佳截止频率为350 kHz,输出差值百分比为17.67%。最后经过实物制作与测试,证明该静电激励电路可稳定产生正弦高压激励金属谐振子。