發(fā)展低成本的有控彈箭是提高常規(guī)火炮武器系統(tǒng)射擊精度的重要途徑之一。為提高制導(dǎo)炮彈外彈道姿態(tài)測(cè)量精度,從而對(duì)其實(shí)施精準(zhǔn)的彈道控制,本文圍繞低成本MEMS陀螺姿態(tài)測(cè)量以及姿態(tài)非線性濾波技術(shù)中遇到的一些基礎(chǔ)理論和問題,結(jié)合彈道學(xué)理論展開分析和研究。 首先建立了制導(dǎo)炮彈的剛體運(yùn)動(dòng)模型。通過對(duì)模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,解算出一條理論彈道,該彈道一方面為后面模擬彈載傳感器測(cè)量值提供依據(jù),另一方面也作為考慮測(cè)量誤差的姿態(tài)標(biāo)定值與估計(jì)值的對(duì)比基準(zhǔn),以評(píng)定標(biāo)定與濾波算法精度。 針對(duì)低速旋轉(zhuǎn)尾翼彈的彈道特性,分別提出基于忽略攻角和動(dòng)力平衡角近似攻角假設(shè)條件下的飛行姿態(tài)空中標(biāo)定方法。根據(jù)建立的彈道模型,研究低旋尾翼彈攻角運(yùn)動(dòng)特性,充分利用地面彈道試驗(yàn)數(shù)據(jù)和飛行測(cè)量數(shù)據(jù),提出了由動(dòng)力平衡角近似攻角來求解彈丸飛行姿態(tài),推導(dǎo)出近似攻角假設(shè)下的姿態(tài)標(biāo)定數(shù)學(xué)模型。同樣基于忽略攻角假設(shè),建立了彈箭簡(jiǎn)易飛行姿態(tài)標(biāo)定模型,并通過仿真對(duì)比兩種模型精度。在彈道滑翔段考慮平衡攻角的影響,研究了穩(wěn)態(tài)飛行條件下的姿態(tài)角標(biāo)定方法。本文簡(jiǎn)要分析研究了適用于全彈道的陀螺積分算法,并提出了利用姿態(tài)標(biāo)定抑制陀螺積分產(chǎn)生的累積誤差的方法。 建立了炮彈攻...

【文章頁數(shù)】：172 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
圖表目錄
1 緒論
    1.1 制導(dǎo)炮彈的研究背景與意義
    1.2 制導(dǎo)炮彈的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)
        1.2.1 制導(dǎo)炮彈的研究現(xiàn)狀
        1.2.2 制導(dǎo)炮彈的發(fā)展趨勢(shì)
    1.3 制導(dǎo)炮彈姿態(tài)測(cè)量技術(shù)現(xiàn)狀
        1.3.1 彈箭姿態(tài)測(cè)量技術(shù)及現(xiàn)狀
        1.3.2 制導(dǎo)炮彈姿態(tài)測(cè)量技術(shù)面臨的問題
        1.3.3 姿態(tài)測(cè)量的非線性濾波技術(shù)
    1.4 本文的結(jié)構(gòu)安排
2 制導(dǎo)炮彈姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)組成與工作原理
    2.1 制導(dǎo)炮彈飛行過程與姿態(tài)測(cè)量問題分析
    2.2 微機(jī)電陀螺測(cè)量原理與誤差
        2.2.1 MEMS陀螺基本理論
        2.2.2 MEMS陀螺的運(yùn)動(dòng)分析
        2.2.3 MEMS陀螺誤差分析
    2.3 衛(wèi)星定位系統(tǒng)組成與原理
        2.3.1 系統(tǒng)組成
        2.3.2 GPS定位誤差
        2.3.3 削弱誤差影響的方法和措施
    2.4 本文研究的姿態(tài)測(cè)量方法
    2.5 本章小結(jié)
3 制導(dǎo)炮彈外彈道飛行模型
    3.1 常用坐標(biāo)系和坐標(biāo)變換
        3.1.1 常用坐標(biāo)系定義
        3.1.2 各坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系
        3.1.3 各方位角之間的關(guān)系
    3.2 作用在制導(dǎo)炮彈上的力與力矩
        3.2.1 相對(duì)速度和相對(duì)攻角
        3.2.2 重力
        3.2.3 空氣動(dòng)力
        3.2.4 空氣動(dòng)力矩
    3.3 彈箭運(yùn)動(dòng)方程的一般形式
        3.3.1 彈箭質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程
        3.3.2 彈箭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程
        3.3.3 彈箭剛體運(yùn)動(dòng)的一般方程
    3.4 彈箭6D剛體和簡(jiǎn)化運(yùn)動(dòng)方程組
        3.4.1 彈箭6自由度剛體彈道方程
        3.4.2 修正質(zhì)點(diǎn)彈道方程
    3.5 本章小結(jié)
4 制導(dǎo)炮彈飛行姿態(tài)空中定標(biāo)原理
    4.1 飛行姿態(tài)標(biāo)定的彈道環(huán)境
        4.1.1 角運(yùn)動(dòng)形成的原因
        4.1.2 球面坐標(biāo)下彈軸和速度方位
        4.1.3 炮彈角運(yùn)動(dòng)方程
        4.1.4 炮彈攻角變化方程
    4.2 制導(dǎo)炮彈的角運(yùn)動(dòng)特性
        4.2.1 擾動(dòng)對(duì)制導(dǎo)炮彈角運(yùn)動(dòng)的影響
        4.2.2 動(dòng)力平衡角的起因及推導(dǎo)
        4.2.3 尾翼彈的導(dǎo)轉(zhuǎn)和平衡轉(zhuǎn)速
    4.3 忽略攻角時(shí)的姿態(tài)初始標(biāo)定
        4.3.1 忽略攻角時(shí)彈道傾角、彈道偏角與俯仰角、偏航角之間的關(guān)系
        4.3.2 炮彈直線段角速度特性
        4.3.3 忽略攻角時(shí)初始滾轉(zhuǎn)角標(biāo)定原理
        4.3.4 忽略攻角時(shí)俯仰角和偏航角初始標(biāo)定
        4.3.5 姿態(tài)初始標(biāo)定仿真計(jì)算與分析
    4.4 考慮動(dòng)力平衡角時(shí)的姿態(tài)標(biāo)定方法
        4.4.1 動(dòng)力平衡角變化規(guī)律
        4.4.2 初始滾轉(zhuǎn)角標(biāo)定原理
        4.4.3 俯仰角和偏航角初始標(biāo)定方法
        4.4.4 近似攻角條件下姿態(tài)初始標(biāo)定仿真計(jì)算
    4.5 考慮平衡攻角時(shí)的姿態(tài)標(biāo)定方法
        4.5.1 穩(wěn)態(tài)飛行假設(shè)
        4.5.2 滑翔段姿態(tài)角標(biāo)定方法
        4.5.3 仿真結(jié)果與分析
    4.6 定周期陀螺積分
    4.7 本章小結(jié)
5 炮彈飛行姿態(tài)非線性濾波估計(jì)方法
    5.1 飛行姿態(tài)非線性卡爾曼濾波模型
        5.1.1 一般形式的非線性卡爾曼濾波模型
        5.1.2 飛行姿態(tài)估計(jì)狀態(tài)模型
        5.1.3 彈載傳感器量測(cè)系統(tǒng)模型
    5.2 基于擴(kuò)展卡爾曼濾波進(jìn)行飛行姿態(tài)估計(jì)
        5.2.1 擴(kuò)展卡爾曼濾波方程及其離散化
        5.2.2 擴(kuò)展卡爾曼濾波算法
        5.2.3 二階近似EKF算法
        5.2.4 擴(kuò)展卡爾曼平滑算法
        5.2.5 線性近似EKF飛行姿態(tài)角估計(jì)
    5.3 基于UKF算法的飛行姿態(tài)估計(jì)
        5.3.1 UT變換
        5.3.2 UKF濾波理論算法
        5.3.3 UKF算法下的炮彈飛行姿態(tài)估計(jì)
    5.4 Gauss-Hermite卡爾曼濾波
        5.4.1 Gauss-Hermite卡爾曼濾波算法
        5.4.2 基于GHKF的炮彈飛行姿態(tài)估計(jì)
    5.5 容積卡爾曼濾波
        5.5.1 球面-徑向容積變換
        5.5.2 CKF濾波算法
        5.5.3 基于CKF的炮彈飛行姿態(tài)濾波估計(jì)
    5.6 濾波估計(jì)結(jié)果對(duì)比分析
    5.7 本章小結(jié)
6 MEMS陀螺測(cè)量原理與誤差建模補(bǔ)償
    6.1 基于平穩(wěn)時(shí)間序列的MEMS陀螺誤差建模
        6.1.1 確定性誤差建模方法
        6.1.2 隨機(jī)誤差建模方法
        6.1.3 時(shí)間序列分析建模
        6.1.4 MEMS陀螺隨機(jī)誤差建模仿真
    6.2 小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)隨機(jī)誤差建模方法
        6.2.1 小波分析與小波變換
        6.2.2 小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)
        6.2.3 隨機(jī)誤差小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建模
        6.2.4 仿真結(jié)果與分析
    6.3 MEMS陀螺小波濾波技術(shù)
        6.3.1 小波多分辨分析
        6.3.2 小波閾值濾波方法
        6.3.3 不同小波函數(shù)濾波結(jié)果對(duì)比
    6.4 本章小結(jié)
7 飛行姿態(tài)半實(shí)物仿真試驗(yàn)研究
    7.1 仿真試驗(yàn)彈道模型與試驗(yàn)設(shè)備
        7.1.1 彈道仿真模型
        7.1.2 飛行姿態(tài)仿真轉(zhuǎn)臺(tái)
        7.1.3 三軸MEMS陀螺
    7.2 飛行姿態(tài)初始標(biāo)定仿真
        7.2.1 MEMS陀螺仿真輸出
        7.2.2 滾轉(zhuǎn)角初始標(biāo)定
        7.2.3 俯仰角與偏航角初始標(biāo)定
    7.3 非線性濾波估計(jì)仿真
        7.3.1 轉(zhuǎn)臺(tái)仿真理論姿態(tài)
        7.3.2 EKF波仿真結(jié)果
        7.3.3 CKF濾波仿真結(jié)果
    7.4 測(cè)量系統(tǒng)抑制陀螺累積誤差的方法仿真分析
    7.5 本章小結(jié)
8 總結(jié)與展望
    8.1 本文的主要工作
    8.2 本文主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)
    8.3 尚待進(jìn)一步研究的問題
致謝
參考文獻(xiàn)
附錄



本文編號(hào)：3822225