CAJ | 학술논문

为了在飞行过程中实时估计主惯导(MINS)和子惯导(SINS)间的安装误差和挠曲变形角,实现机载任务传感器/武器系统的连续高精度对准和飞行状态的连续监控,提出基于差分惯性滤波器进行主、子惯导间失准角估计的技术方案.首先,建立了滤波器的状态方程和量测方程,然后利用国外典型的机翼挠曲变形数据、振动环境数据和惯性传感器数据,完成了差分惯性滤波器的仿真计算和性能分析.仿真结果表明,使用航空标准惯导(INS)作为主惯导,选用陀螺随机漂移处于1～60(°)/h不同等级的子惯导,估计出的主、子惯导间失准角误差在(0.6～1.5)×10-3 rad,并且对准收敛迅速.上述研究成果为机载实时高精度姿态基准的建立和实时飞行状态的连续监控提供了技术实现途径.
위료재비행과정중실시고계주관도(MINS)화자관도(SINS)간적안장오차화뇨곡변형각,실현궤재임무전감기/무기계통적련속고정도대준화비행상태적련속감공,제출기우차분관성려파기진행주、자관도간실준각고계적기술방안.수선,건립료려파기적상태방정화량측방정,연후이용국외전형적궤익뇨곡변형수거、진동배경수거화관성전감기수거,완성료차분관성려파기적방진계산화성능분석.방진결과표명,사용항공표준관도(INS)작위주관도,선용타라수궤표이처우1～60(°)/h불동등급적자관도,고계출적주、자관도간실준각오차재(0.6～1.5)×10-3 rad,병차대준수렴신속.상술연구성과위궤재실시고정도자태기준적건립화실시비행상태적련속감공제공료기술실현도경.