动基座对准机翼挠曲变形补偿方法研究

发布时间：2021-06-02 18:49

　　机载战术武器发射时,常采用动基座对准技术进行初始对准,机翼的挠曲变形是影响对准性能的重要因素。基于机翼的悬臂梁振动模型,将其简化为一个二阶随机过程模型,并将该随机过程模型扩充为滤波器状态量进行估计。对比传统高维滤波器,合理减少滤波状态量,简化了高维滤波器。仿真结果表明,该随机过程模型能够很好地补偿机翼动态变形对滤波器性能的影响,滤波器也可以对动态变形角进行很好的估计和跟踪,可以用来补偿机翼挠曲效应;在不影响对准精度的条件下,简化后的滤波器计算量小,比高维滤波器更适合应用于工程实现。 

【文章来源】：空天防御. 2020,3(03)

【文章页数】：6 页

【图文】：

相关时间为50s的挠曲变形角

式(15)即为离散形式的机翼挠曲变形角模型。设二阶随机过程相关时间为τ=5 s,方差强度为Dλ=9′,所形成的机翼挠曲变形角如图1所示;相关时间为τ=50 s,方差强度为Dλ=9′,所形成的机翼挠曲变形角如图2所示。针对高频振动的战斗机机翼,可以选取较小的相关时间和较大的方差强度来描述机翼挠曲变形。图2 相关时间为50s的挠曲变形角

假定载机主惯导无误差,子惯导陀螺仪的常值零偏εb=2(°)/h,随机零偏εr=2(°)/h;子惯导加速度计的常值零偏?b=400 ug,随机零偏?r=400 ug;载机初始位置为经度108°,纬度34°,高度3 000 m处;载机初始速度为 v 0 = [ 200 0 0 ] Τ ,单位为m/s;采样周期和滤波周期均为0.01 s;设置的挠曲变形角相关时间为5 s,变形角方差为Dλ=9′;主、子惯导三轴固定安装误差角为 u= [ 3 0 ′ 4 0 ′ 5 0 ′ ] Τ 。在机翼发生挠曲变形时,分别对传统补偿系统噪声法和本文建立的挠曲建模补偿法进行仿真,仿真结果如图3～5所示。图4 滤波估计的天向失准角曲线

【参考文献】：
期刊论文
[1]地空导弹垂直发射高精度初始姿态获取技术研究[J]. 刘伟鹏,袁杰波,秦峰,吴镇,赵文龙.  空天防御. 2018(04)
[2]惯性导航系统传递对准技术综述[J]. 徐林,李世玲,屈新芬.  信息与电子工程. 2010(06)

博士论文
[1]惯性导航系统传递对准技术关键问题研究[D]. 丁国强.哈尔滨工程大学 2010

硕士论文
[1]舰载武器惯导系统传递对准及其精度评估方法研究[D]. 陈岱岱.哈尔滨工程大学 2013
[2]机载导弹的传递对准研究[D]. 乔道鹏.哈尔滨工业大学 2008



本文编号：3210559