导航与控制

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田建明, 夏洪利

导航与控制. 2015, 14(6): 2-8. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.001

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分析了载荷冲击试验的现状,对几种常用的载荷冲击试验方法的特点和局限性作了简要说明。着重介绍了一种基于火炮发射原理、以火药燃烧为动力、依托火箭橇试验设施实现、低峰值、长持续时间的载荷冲击试验方法,阐述了试验原理,简要说明了试验系统的构成和各部分的功能,并使用模拟仿真的方法,对载荷冲击结果进行预示,然后以某型试验为例,对影响峰值和持续时间的因素进行分析和控制,对载荷冲击曲线进行了比较和说明,最后对此种试验方法的应用前景和后续研究方向进行了描述。

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基于火箭橇的北斗动态定位精度鉴定方法

郑善魁, 胡杰, 孙颖, 郭新楠

导航与控制. 2015, 14(6): 9-13. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.002

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介绍了几种现有的以GPS/北斗为主要代表的卫星导航系统的动态定位精度鉴定方法,分析了这几种方法在模拟实际使用环境、鉴定精度等方面的优缺点,提出了一种基于火箭橇试验平台的北斗导航定位系统动态定位精度鉴定方法。该方法能够很好地模拟北斗导航定位系统实际工作环境（速度、加速度、振动和天线角度等）,解决高动态、高精度北斗导航定位系统动态定位精度鉴定问题,并对该方法的原理和实施方法作了详细的论述,最后分析了该方法的不确定度及误差,并提出了改进措施。

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惯导装置精度试验火箭橇弹道设计

周学文, 景建娬, 田建明

导航与控制. 2015, 14(6): 14-20. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.003

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以9km火箭橇试验设施为基础,就惯导装置精度试验所需的长时、大过载弹道条件,提出了一种火箭橇弹道的设计方法。建立了火箭橇主动段和刹车段运动方程,针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素,结合工程经验,提出了选取原则和方法。以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道, 通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误差进行了分析和评估。该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计基础。

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火箭橇结构动力学仿真分析技术研究

范坤, 王西泉, 杨珍

导航与控制. 2015, 14(6): 21-26. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.004

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火箭橇系统是一种以火箭发动机为动力沿地面固定轨道高速飞行的地面试验设备,在试验过程中,其外界激励复杂,所提供的力学环境条件较为恶劣,因此在试验前对火箭橇结构系统进行动力学分析在火箭橇结构设计中是必不可少的。主要针对某火箭橇减振结构平台进行动力学分析,利用ANSYS的动力响应分析系统对典型火箭構减振结构系统进行模态分析、谐响应分析、瞬态响应分析以及谱分析的仿真分析,并与实验室结果进行了对比分析。通过以上分析可以解决火箭橇减振设计中的振动分析问题,并对结构的减振设计提供依据。

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导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

解珍珍, 陈诚, 付良, 谢波涛

导航与控制. 2015, 14(6): 27-31. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.005

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针对导引头系统的特点,从火箭橇试验系统的振动源分析,开展导引头系统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚氦酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡肢的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。

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单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

付良, 谢波涛, 徐健, 王一琰, 陈诚

导航与控制. 2015, 14(6): 32-37. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.006

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简要介绍了火箭橇刹车技术,着重阐述阻力板刹车技术原理,阻力板设计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。

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基于动网格的火箭橇刹车系统仿真研究

吕水燕, 张传侠, 王昆仑, 韩广岐

导航与控制. 2015, 14(6): 38-43. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.007

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为了解决火箭橇刹车系统工作时的非稳态特性在流场分析中难以采用相对运动理论及迎风阻力的算法问题,采用Fluent动网格技术对缆绳水刹车以及戽斗水刹车进行了非稳态工况仿真计算研究,得到了缆绳水刹车的刹车力特性曲线以及戽斗水刹车的刹车力随时间变化曲线,缆绳刹车仿真结果与理论解析结果进行了对比吻合较好。库斗水刹车进行了仿真和试验值对比,结果表明水戽斗在750m/s速度下仿实误差为 3.92%,在590m/s时仿实误差为6.01%,该计算为火箭橇刹车工程设计提供了算法参考。

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惯性制导火箭橇试验橇体结构减振隔振设计

谢波涛, 周学文, 党峰, 范坤

导航与控制. 2015, 14(6): 44-49. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.008

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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。

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超声速双头导引头火箭橇气动加热仿真研究

徐海燕, 张传侠, 任引艾, 徐健

导航与控制. 2015, 14(6): 50-55. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.009

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通过紧耦合方法对超声速流动与结构温度场进行耦合计算。首先介绍了超声速气动加热的基本理论,其次利用Fluent软件对初步设计的双头导引头火箭橇进行气动加热仿真分析,建立了流体-热耦合的仿真分析方法,得出不同时刻导引头与陪试品表面对应点的表面温度在逐渐升高,但是增长幅度在逐渐减小,两者具有相同的变化趋势;不同时刻导引头与陪试品表面对应点的热流具有相同的变化趋势,是逐渐下降的。对以后在双头导引头火箭橇试验中,映射、推导导引头表面的温度具有重要的指导意义。

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火箭橇速度测试雷达合作目标设计

晁芳群, 齐永涛, 陈守谦, 黄师娟, 刘鑫磊

导航与控制. 2015, 14(6): 56-60. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.010

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为提高测速雷达对长距离火箭橇全程速度测试作用距离,从增大目标雷达截面积的角度提出了无源角反射器与有源雷达目标模拟器两种橇载雷达合作目标设计思路,重点阐述了有源雷达目标模拟器设计方案,明确了有源雷达目标模拟器设计中需解决的关键技术。文中设计的雷达合作目标能够满足靶场长距离火箭橇试验全程速度测试要求,具有较高的实际使用价值。

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超声速火箭橇全程速度雷达测试方法

高娜, 晁芳群, 齐永涛, 黄师娟

导航与控制. 2015, 14(6): 61-64. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.011

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针对超声速侵彻类火箭橇试验的全程速度测试难题,提出了多台雷达来向与去向结合的接力测试方案,并阐述了实现该方案需解决的关键技术及解决途径,包括：高精度同步与远端控制装置设计和多台雷达数据融合处理,最后通过试验对该方法进行了原理验证,验证结果满足要求。

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一种激光多普勒测速仪辅助捷联惯导在线标定方法

潘建业, 张春熹, 刘春红

导航与控制. 2015, 14(6): 65-69. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.012

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针对惯组长期贮存过程中陀螺和加速度计零偏漂移的问题,提出了一种利用激光多普勒測速仪辅助捷联惯导的在线标定方案。给出了包括激光多普勒测速仪安装误差角和惯组安装误差角的航位推算误差方程。基于航位推算误差方程建立了闭环卡尔曼滤波器,对惯组零偏误差、激光多普勒测速仪安装误差角和惯组方位安装误差角进行在线标定。仿真结果表明,加速后激光多普勒测速仪安装误差角和惯组方位安装误差角得到估计;方位角改变后惯组零偏误差也得到估计。该方法允许跑车前不用综合标定, 直接装订前一次的安装角参数,缩短了准备时间。

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基于静电刚度的微米光栅加速度计灵敏度特性分析

冯丽爽, 刘惟芳, 姚保寅

导航与控制. 2015, 14(6): 70-74. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.013

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静电驱动是实现微米光栅加速度计小型化和闭环力反馈控制的关键,其引入的静电刚度对加速度计灵敏度有着重要影响。对基于静电刚度的微米光栅加速度计灵敏度特性进行分析。首先,建立了基于静电刚度的微米光栅加速度计灵敏度模型。其次,通过MATLBA仿真,得到静电驱动电压与传感器灵敏度的理论关系。最后,对理论分析结果进行了实验验证,结果表明静电刚度可以改善系统刚度,静电电压从1.25V到 2.05V等间隔变化时,加速度计的灵敏度由871mV/g变化为1148mV/g,分别相对于未加电时的灵敏度783mV/g提高了 0.46dB到1.66dB,提高了微米光栅加速度计的灵敏度。本文研究内容对集成式闭环微米光栅加速度计的研究提供参考。

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多个MEMS惯性姿态模块同时标定方法研究

孔超, 孙永荣, 李荣冰, 常健

导航与控制. 2015, 14(6): 75-80. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.014

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针对MEMS惯性姿态模块的应用需求,根据已有的MEMS三轴加速度计和三轴陀螺仪的零偏、标度因子和非正交等误差及其随温度的变化模型,设计了多个 MEMS惯性姿态模块误差同时标定的方法,该方法可实现多个模块传感器数据的同步采集,在常温下可对多个MEMS惯性姿态模块的非正交误差进行批量标定,在全温度范围内同时标定多个模块的温度漂移误差。试验表明,该方法校正了 MEMS惯性传感器的非正交误差和温度漂移误差,提高了 MEMS惯性传感器的精度,同时提高了标定的效率, 减少了标定成本,有利于工程实现。

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提高瞄准棱镜安装精度稳定性

康军, 刘昀, 杨晓莺, 董利彬

导航与控制. 2015, 14(6): 81-86. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.015

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平台瞄准棱镜组件是平台方位光学瞄准的基准,用于全箭初始对准,其安装精度的稳定性会直接影响火箭的落点精度。分析了影响瞄准棱镜安装精度稳定性的几种原因,找到其关键因素,并针对影响精度稳定性的关键因素提出了改进设计的方法, 并进一步通过试验验证,证实了设计改进的正确性。

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双层结构模糊综合决策的AIS与雷达航迹关联

段永胜, 谈亮, 虞霖方

导航与控制. 2015, 14(6): 87-92. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.016

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根据AIS与雷达关联的一般原则,首先对AIS航迹和雷达航迹进行时空配准,接着将配准后的航迹进行时间和距离上的初级关联判断,对满足初级关联但是又难以判断的航迹进行高级关联判断。在高级关联判断阶段提出一种双层结构模糊综合决策的航迹关联方法,仿真实验表明新方法在提高关联正确率和降低关联错误率方面有了明显改善。

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基于磁强计测量的微小卫星轨道姿态耦合确定方法

邢艳军, 高振良, 李仲夏

导航与控制. 2015, 14(6): 93-100. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.017

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针对基于磁强计測量的微小卫星,提出了基于串并联混合策略的轨道姿态耦合确定方法。滤波初期,考虑到估计误差较大,采用先地磁场大小测量的轨道确定、后地磁场失量测量的姿态确定的串联策略;稳定后,采用基于失量测量的轨道、姿态同步确定的并联策略。为降低轨道、姿态确定的相互影响,设计了基于信息的鲁棒Kalman 滤波,通过自动调节增益矩阵处理两个滤波系统间的影响。仿真表明,该方法在提高鲁棒性的同时,还能适当提高状态估计的精度。

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时滞系统内模控制器参数整定方法研究

刘菁欣, 白云, 朱苏北

导航与控制. 2015, 14(6): 101-105. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.018

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针对内模原理对时滞系统控制的局限性,利用一阶泰勒级数逼近模型的时滞部分,推导了工业上常见的一阶时滞和二阶时滞模型的内模控制参数表达式,结合 ITAE指标和系统鲁棒性设计了新的目标函数,通过对目标函数的寻优实现了内模控制器参数的整定。仿真结果表明,该方法具有较好的动态跟踪性能、较强的抗干扰性和鲁棒性,具有一定的工程应用价值。

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静止单站纯方位目标航向估计及仿真研究

孙少杰, 杨晓东, 郑磊

导航与控制. 2015, 14(6): 106-109. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.019

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针对平面直角导航坐标系下勾速直航目标,利用静止单站测得目标方位序列,基于纯方位目标运动分析(BO-TMA)理论,采用拟线性处理方法,对目标航向进行递推式估计。通过多次仿真实验,研究了不同初始条件对目标航向估计性能的影响。该方法要求简单,便于实现,所得结论为水下隐蔽单站仅利用目标方位信息快速判断敌方运动态势及作战决策提供了参考。

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分布式大规模集成压力测量系统研究与试验应用

张锴, 张士峰

导航与控制. 2015, 14(6): 110-112. https://doi.org/10.3969/j.issn.l674-5558.2015.06.020

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针对飞行器地面试验大规模压力测量需求,研制了一套分布式大规模集成压力测量系统,与同类设备对比,该系统性能良好,采集数据准确,解决了设备存在的一些问题,较好地满足试验压力测量需求,具有良好的应用前景和使用价值。

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2015年, 第14卷, 第6期　刊出日期：2015-12-05

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