激光陀螺作为惯性导航系统的重要部件, 其对角速度的输出精度对导航系统的定位定向精度起到决定性作用。当外部环境(如温度环境)发生改变时, 激光陀螺的光路会发生一定的形变, 这会导致激光陀螺的输入轴发生偏移, 进而导致激光陀螺敏感载体的角速度不准确。对激光陀螺光路形变进行了一定的简化, 并从理论计算和数值仿真两方面对光路形变引入的激光陀螺输入轴的偏移进行了计算分析。仿真结果表明, 光路的形变与输入轴的偏移量呈正相关关系, 当激光陀螺两平面镜上激光光斑各移动0.2 mm时, 激光陀螺输入轴偏移角的余弦值为0.999 96, 即引入的角速度误差为0.004%。在理论分析的指导下设计了实验, 试验结果表明, 在温度环境发生较大变化时, 部分激光陀螺的光路会发生形变, 并导致激光陀螺输入轴发生偏移偏移角的余弦值约为0.999 980, 即引入的角速度误差为0.002%。为建立激光陀螺光路稳定模型提供一定的参考。

介绍了一种自主搭建的测量落体在自由下落过程中旋转角速度的装置,评估了不同落体旋转角速度引入的旋转误差对重力测量的影响。针对具有旋转初速度的落体在真空腔内自由下落的运动模型,该装置采用光杠杆原理,将高精度位置传感器(PSD)作为光跟踪设备,研究并推导出落体由旋转所导致的反射光位移与下落时间的关系。然后,对PSD采集记录的时间位移曲线进行拟合,求解落体单次下落的旋转角速度值。在调整真空腔垂直度后,最大旋转角速度值可减小为16.88 mrad/s,引入的重力测值不确定度为0.57 μGal,即该状态下落体的释放更加平稳。实验表明,该装置不仅可以进一步提升绝对重力仪中落体传动机构的装调精度,还可以对光学干涉绝对重力仪工作过程中的落体姿态进行监测,进一步降低落体旋转所引入的测量不确定度。

框架式稳定平台中的装调误差影响视线角速度的测量精度。给出了框架轴系偏差的数学描述，在此基础上研究了轴系偏差和陀螺敏感轴交叉耦合情况下三自由度框架式红外稳定平台对视线角速度的计算方法。并比较了这两类装调误差对视线角速度测量精度影响的大小。仿真结果表明，通过对装调误差补偿，视线角速度的测量精度可显著改善。所得结果对新型框架式稳定平台系统的误差指标分配具有重要的参考价值。

针对MEMS陀螺仪受随机误差影响较大需要进行滤波处理, 采用时间序列分析法建立的随机误差模型无法直接用于动态条件下滤波的问题, 提出了一种基于角速度估计的随机误差动态滤波方法。首先, 采用时间序列分析法对MEMS陀螺仪随机误差进行分析与模型构建; 然后, 将角速度估计假设模型建模为三维线性模型, 并与陀螺仪随机误差模型结合构建动态滤波模型; 最后, 采用强跟踪卡尔曼滤波方法直接估计出角速度值以实现对随机误差滤波, 并进行试验验证。结果表明: 无论是静态还是动态条件下, 该滤波方法估计的角速度值精度均较高, 可以有效降低MEMS陀螺仪的随机误差, 提升MEMS陀螺仪精度。

针对全球导航定位系统(GNSS)多径效应明显、信号易受干扰等因素导致的主惯导参考速度信息可靠性差的问题，采用多普勒计程仪(DVL)辅助大型舰载试验平台上搭载的主惯性导航系统进行传递对准。考虑到大海域试验海况复杂，采用“速度+角速度”匹配方式、动态挠曲杆臂模型和DVL地理系系统误差模型构建系统方程。仿真结果表明，DVL辅助对准的结果明显优于没有设备辅助的对准结果，速度快且平稳性好。因此，在大型舰载平台实际试验过程中，DVL是实现平台传递对准技术的理想的外界辅助设备。

红外诱饵会引偏导引头光轴指向、迫使制导信息出现阶跃跳变, 从而降低导弹制导精度。为探究制导信息跳变缘由, 建立了基于跳变视线角速度的脉冲叠加模型。首先, 基于红外导引头识别原理, 分析了视线角速度变化特征, 初步建立了视线角速度跳变模型; 通过大量仿真分析, 确定了影响跳变特性的影响因子集; 同时, 利用Morris灵敏度分析法筛选跳变模型的解释变量, 进而降低了模型复杂度; 基于各解释变量的作用, 引入逐步回归分析法求解跳变模型的回归参数。最后通过典型对抗态势下的预测结果对跳变模型的泛化能力进行了验证, 实验结果表明该模型对于跳变时刻及跳变强度的预测精度可达10-2 s及10 (°)/s。

舰船在航行过程中易受风浪等外界环境干扰, 使船体存在明显的挠曲变形。而在传统的建模过程中未考虑挠曲变形对静态杆臂长度的影响, 导致建模不准确, 从而致使对准精度下降。针对这一问题建立了动态挠曲变形和动态杆臂效应一体化的误差模型, 构建了更精确的传递对准误差方程。分别在速度加姿态匹配和速度加角速度匹配两种方式下进行卡尔曼滤波, 比较了这两种匹配方式在不同运动状态下对于动态挠曲变形角和安装误差角的估计效果。仿真结果表明, 相比于速度加姿态匹配, 速度加角速度匹配对于动态挠曲变形角和安装误差角的估计误差精度均得到了明显的提高, 且平稳性更好, 在匀加速运动时优势更明显。因此在实际应用中, 当载体受外界环境干扰严重时, 应首先考虑采用速度加角速度匹配模式进行传递对准。

传统的平台导引头可以通过物理跟踪回路直接提取导弹制导所需的视线角速度信息, 采用全捷联结构后, 导引头失去了直接测量视线角速度的能力, 视线角速度需要通过数字计算的方法来提取。针对全捷联导引头精确制导技术工程应用中的问题, 首先给出了视线角速度提取方案, 推导得到视线角速度估计模型, 鉴于估计模型的强非线性, 采用强跟踪容积卡尔曼滤波算法对视线角速度进行估计。结合小型空面导弹的典型使用条件, 通过弹道仿真对视线角速度估计算法的有效性进行了验证。仿真试验表明: 导引头在末制导段捕获目标后, 能迅速消除滤波初始误差, 准确跟踪真实的弹目视线角和视线角速度变化。为验证将滤波输出作为制导信息的可行性, 考虑激光半主动全捷联导引头的典型干扰, 用蒙特卡洛打靶方法对导弹制导精度进行了考核, 1 000次打靶结果显示, 对静止目标的制导精度为0.58 m(CEP), 对运动目标的制导精度为0.84 m(CEP), 满足精确制导**的制导精度要求。

本文研制了一种光纤耦合湿敏监测装置,此装置采用MEMS微位移传感器来进行湿敏微腔耦合位置的辅助校准,再用光强传感器对耦合输出的光波进行湿度感测和量化。这种基于MEMS位移传感器的耦合位置校准方法与现有的校准平台相比,无需外加太多繁琐、庞大的仪器装置,就可获得精准又便捷的校准效果。另外在传感系统后端可进行可编程控制程序开发,用加载的数据采集卡来实现湿度敏感单元敏感量的采集与显示。

为实现"翱翔之星"立方星在轨可靠分离, 达到初始分离速度和姿态的要求, 设计了立方星星箭分离机构运动系统并进行了实验验证。提出了一种利用分离弹簧推动立方星打开舱门, 并采用弹簧销轴完成舱门锁定的运动系统结构方案。首先, 基于能量守恒定理确定了分离弹簧的结构参数; 其次, 建立了星箭分离过程中立方星与舱门的运动耦合系统动力学模型, 并利用MATLAB软件进行了数值仿真; 最后, 对星箭分离机构样机进行了地面分离试验。实验结果显示, 实际分离过程与数值仿真结果基本一致, 实现了立方星无干涉分离及舱门的可靠锁定。该星箭分离机构成功实现了"翱翔之星"立方星的在轨分离, 卫星下传数据表明其初始分离速度为1.08 m/s, 三轴角速度均小于2(°)/s, 完全满足立方星初始分离速度和姿态的要求,可为后续立方星星箭分离机构的标准化设计提供参考。