1) inertial guidance instrument error
惯性制导工具误差
1.
Based on the inertial guidance instrument error model,the model of reentry point’s parameters is established in this paper.
基于惯性制导工具误差模型,推导出存在工具误差时的再入点运动参数模型。
2) guidance instrumentation error
惯导工具误差
1.
To improve the navigation precision,the guidance instrumentation error coefficients were modeled as augmented states.
在利用SINS/GPS对轨道机动飞行器进行自主导航的过程中,为提高轨导航精度,将惯导工具误差作为状态变量进行估计,同时考虑了杆臂偏差对导航精度的影响,将GPS卫星的星历误差、对流层误差视为一阶马尔科夫过程,用Allan方差的方法建立了GPS接收机的误差模型。
2.
To lighten the burden of the computer in an orbital maneuver vehicle,a first-order Markov process model was proposed to replace the guidance instrumentation error model,which could decrease the state matrix dimension.
为减轻空间机动飞行器上计算机的负担,文中提出以一阶惯性环节模型替代惯性测量装置的惯导工具误差模型以降低SINS/GPS组合导航中状态矩阵的维数。
3) Guidance instrumentation systematic error
制导工具误差
1.
Guidance instrumentation systematic error and initial launched parameters error are two principal factors in the submarine launched missile precision analysis.
影响海基导弹落点偏差的因素主要是制导工具误差和初始发射参数误差。
2.
The least squares support vector machines(LS-SVM) are applied to separating and converting the guidance instrumentation systematic error(GISE),and the estimation of GISE is obtained based on the linear kernel function.
将最小二乘支持向量机方法应用于制导工具误差分离于折合。
4) guidance instrument error
制导工具误差
1.
Fast evaluating methods on guidance instrument error based on experiment design and trajectory simulation;
基于试验设计与弹道仿真的制导工具误差快速评价方法
2.
Application of improved latent regression to SINS guidance instrument error estimation;
特征根估计方法在SINS制导工具误差估计中的应用
3.
To the limitation of the evaluating method of guidance instrument error and the precision of impact point,the methods synthetically estimating guidance instrument error by environmental function and trajectory simulation are presented.
针对目前制导工具误差评价和落点精度评定的方法中存在的缺陷,提出了基于环境函数法和弹道仿真法的制导工具误差综合评价方法,推导了制导工具各单机单项性能指标与导弹落点精度的函数关系式和交叉耦合关系式。
5) Guidance instrumentation error
制导工具误差
1.
A new method for separating and converting of guidance instrumentation error was proposed which is the support vector machines.
制导工具误差分离与折合是导弹精度评定中的重要问题。
2.
Considering initial error and guidance instrumentation error synthetically a full model of error separation is constructed,and then a corresponding calculational method based on time intervals is presented.
首先分析了发射初始误差对导弹落点偏差的影响机理,然后利用初始误差在发射惯性系中的传递关系得到了初始误差环境函数矩阵,建立了综合考虑初始误差与制导工具误差的完整误差分离模型,并提出了一种分时间段的误差分离方法。
6) guidance instrument error modeling
制导工具误差建模
补充资料：惯性制导
基于物体运动的惯性现象，采用陀螺仪、加速度表等惯性仪表测量和确定导弹运动参数，控制导弹飞向目标的一种制导系统。导弹上的计算机根据发射瞬间弹的位置、速度、惯性仪表的输出和给定的目标位置，实时形成姿态控制、发动机关机等制导指令，传输给执行机构，控制导弹命中目标。根据力学原理，加速度表测得的是导弹视加速度ω，它与导弹的加速度ɑ 满足导航方程：
ɑ =ω+ɡ
式中ɡ 是地球引力加速度，它是导弹位置的函数，可按一定的引力模型计算。在选定的惯性参考系中实时解算上述导航方程，得出导弹速度和位置的计算，称为导航计算。因为每个加速度表只能测得导弹视加速度在其安装方向上的分量，故采用在空间不同方向安装的三个加速度表构成一个加速度表组合，测出完整的视加速度矢量ω。
惯性测量装置按照仪表的组合方式，分为平台式和捷联式。平台式惯性测量装置，是利用陀螺仪将平台稳定于惯性空间，加速度表组合固连在平台上。在制导过程中，加速度表组合与惯性参考系间的角度关系保持不变，因而导航计算简单。平台隔离弹体的角运动和振动，能使加速度表在较好的环境里工作，并具有初始对准容易实现等优点。因此，平台式惯性测量装置为地地弹道导弹所广泛采用。捷联式惯性测量装置，是将加速度表组合固连在弹体上，因而加速度表组合与惯性参考系间的角度随弹体姿态变化而变化。采用陀螺仪作为角位移或角速度传感器，测出或算出加速度表组合相对惯性参考系的角度，再用计算机将加速度表组合的测量值转换到惯性参考系。捷联式导航计算较复杂，仪表受弹体振动影响较大，但具有设备简单、可靠性高、采用冗余技术容易等优点。因此，随着微型计算机的发展，越来越受到重视。
惯性制导的最大优点是不受无线电干扰，因而为世界各国弹道导弹所采用。弹道导弹惯性制导，按导引规律和关机条件，可分为摄动制导和闭路制导。摄动制导亦称开路制导，是指导弹在整个主动段按照固定的时间程序控制飞行，由于导弹结构偏差和外部干扰等因素的作用，使导弹偏离预定的标准弹道，需要通过导引使其偏差限制在小偏差范围内。导弹的落点偏差（射程偏差、横向偏差），可分别写成关机点参数偏差的台劳级数。由于射程偏差随时间的变化率，远远大于横向偏差随时间的变化率，故取"射程偏差为零"作为关机条件而导出关机方程；取"落点横向偏差最小"和"关机点参数偏差最小"作为导引的性能指标导出导引方程，通过计算分别给出导引指令和关机指令。摄动制导具有计算简单、实现容易等优点,但当干扰大时,制导误差增大。闭路制导是一种状态反馈最优制导，导弹在大气层内按固定程序控制，出大气层开始闭路导引，它是由目标的位置和导弹的实时状态（位置和速度），通过解析计算形成最优姿态控制指令，并连续地传给执行机构而实现导引的。计算机连续进行计算，当导弹的实际速度达到能命中目标所需要的速度时，发出关机指令。闭路制导不依赖于标准弹道，而且精度高,射击诸元计算简单,它适用于机动发射导弹和多弹头分导，但弹上计算复杂。
影响采用惯性制导的弹道导弹命中精度的主要因素是惯性仪表误差，要提高命中精度，首先须不断改善和提高仪表的精度，并对其系统误差进行修正。同时还须不断完善制导方案,在系统设计上尽量采用冗余技术,并利用天文、地形地图匹配等外界信息来提高制导精度。
ɑ =ω+ɡ
式中ɡ 是地球引力加速度，它是导弹位置的函数，可按一定的引力模型计算。在选定的惯性参考系中实时解算上述导航方程，得出导弹速度和位置的计算，称为导航计算。因为每个加速度表只能测得导弹视加速度在其安装方向上的分量，故采用在空间不同方向安装的三个加速度表构成一个加速度表组合，测出完整的视加速度矢量ω。
惯性测量装置按照仪表的组合方式，分为平台式和捷联式。平台式惯性测量装置，是利用陀螺仪将平台稳定于惯性空间，加速度表组合固连在平台上。在制导过程中，加速度表组合与惯性参考系间的角度关系保持不变，因而导航计算简单。平台隔离弹体的角运动和振动，能使加速度表在较好的环境里工作，并具有初始对准容易实现等优点。因此，平台式惯性测量装置为地地弹道导弹所广泛采用。捷联式惯性测量装置，是将加速度表组合固连在弹体上，因而加速度表组合与惯性参考系间的角度随弹体姿态变化而变化。采用陀螺仪作为角位移或角速度传感器，测出或算出加速度表组合相对惯性参考系的角度，再用计算机将加速度表组合的测量值转换到惯性参考系。捷联式导航计算较复杂，仪表受弹体振动影响较大，但具有设备简单、可靠性高、采用冗余技术容易等优点。因此，随着微型计算机的发展，越来越受到重视。
惯性制导的最大优点是不受无线电干扰，因而为世界各国弹道导弹所采用。弹道导弹惯性制导，按导引规律和关机条件，可分为摄动制导和闭路制导。摄动制导亦称开路制导，是指导弹在整个主动段按照固定的时间程序控制飞行，由于导弹结构偏差和外部干扰等因素的作用，使导弹偏离预定的标准弹道，需要通过导引使其偏差限制在小偏差范围内。导弹的落点偏差（射程偏差、横向偏差），可分别写成关机点参数偏差的台劳级数。由于射程偏差随时间的变化率，远远大于横向偏差随时间的变化率，故取"射程偏差为零"作为关机条件而导出关机方程；取"落点横向偏差最小"和"关机点参数偏差最小"作为导引的性能指标导出导引方程，通过计算分别给出导引指令和关机指令。摄动制导具有计算简单、实现容易等优点,但当干扰大时,制导误差增大。闭路制导是一种状态反馈最优制导，导弹在大气层内按固定程序控制，出大气层开始闭路导引，它是由目标的位置和导弹的实时状态（位置和速度），通过解析计算形成最优姿态控制指令，并连续地传给执行机构而实现导引的。计算机连续进行计算，当导弹的实际速度达到能命中目标所需要的速度时，发出关机指令。闭路制导不依赖于标准弹道，而且精度高,射击诸元计算简单,它适用于机动发射导弹和多弹头分导，但弹上计算复杂。
影响采用惯性制导的弹道导弹命中精度的主要因素是惯性仪表误差，要提高命中精度，首先须不断改善和提高仪表的精度，并对其系统误差进行修正。同时还须不断完善制导方案,在系统设计上尽量采用冗余技术,并利用天文、地形地图匹配等外界信息来提高制导精度。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条