捷联惯导一种优化的惯性系粗对准方法

：捷联惯导初始对准在载体基座晃动比较强烈的情况下,陀螺仪与加速度计在的输出数据无法直接用来计算姿态矩阵,研究了一种优化后的惯性坐标系粗对准算法。算法应用惯性凝固方法通过利用重力加速度信息,将捷联惯导姿态转换矩阵分解为4个矩阵来求取,通过对所求出的姿态信息阵进行优化,有效抑制了加速度计的测量噪声,使捷联转换矩阵的求取准确度更高。理论分析和仿真表明,该方法能很好的解决捷联惯导在晃动下的粗对准问题。     

全张量重力梯度仪测量方程及误差分析

为了研究加速度计性能与全张量重力梯度仪测量精度之间的关系,从全张量重力梯度仪的测量原理出发,建立了重力梯度仪的测量方程,并根据坐标变换矩阵得到测量坐标系和惯性平台坐标系下全张量重力梯度仪的输出表达式.根据加速度计的输入输出数学模型,给出了包含加速度计性能参数的输出方程,并分析了加速度计性能对全张量重力梯度仪测量精度的影响.理论分析结果表明,当旋转圆盘中心存在加速度时,加速度计的零位偏置、标度系数的非一致性以及二阶非线性系数均产生重力梯度测量误差.通过采用高精度加速度计、高精度稳定平台及标度系数在线自动补偿技术,可以提高重力梯度仪的测量精度.     

基于加速度计和陀螺仪的波浪测量方法

针对实验室中波浪参数的测量,研究了惯性传感器加速度计和陀螺仪的性能,提出一种基于加速度计和陀螺仪的波浪测量方法。利用惯性导航系统中的坐标系转换、信号的数值积分以及趋势项处理等算法,对惯性传感器获取的加速度信号进行处理得到垂向位移,从而计算出波高值,并对比分析了高通滤波算法和滑动平均算法对趋势项的消除效果。试验结果表明,利用惯性传感器加速度计和陀螺仪的测量方法获得地理坐标系下的垂向位移曲线,与波高传感器的实测曲线吻合较好,且滑动平均算法对趋势项的消除效果更好。所以,基于加速度计和陀螺仪的波浪测量方法可满足于实验室的波浪测量。     

轨道机动航天器SINS/GPS自主组合导航算法

为了实现空间机动目标的自主导航,提出了一种基于地心惯性坐标系的轨道机动航天器SINS/GPS自主组合导航算法.首先分析了轨道机动航天器的特点,选取地心惯性坐标系作为导航坐标系.然后建立了导航滤波器的状态方程以及量测方程,其中考虑了SINS系统平台失准角、加速度计误差、陀螺仪误差和加速度计的安装位置和航天器质心之间偏差的影响.最后进行了相关的数学仿真验证,仿真结果表明,该算法可以较准确地给出位置和速度导航信息.     

速度和加速度在极坐标系中分量式的一种推导方法

在描述质点的平面运动时，可以在极坐标系中研究质点的速度和加速度，现行教科书中都用极限的方法来推导速度和加速度的径向分量和横向分量。这对初学者来说往往难以接受，不易理,玟根据矢量的求导法则比产简单地导出了速度和加速度拓极坐标系中分量式表示。     

基于量子粒子群算法的惯性保险机构优化设计

针对子母弹子弹引信的工作特点,根据引信设计要求和引信安全性设计准则,提出了一种新型的引信惯性保险机构. 建立了引信惯性保险机构的数学模型,并利用量子粒子群算法对其设计参数进行了优化. 通过运动学仿真模拟试验表明,引信惯性保险机构可以正常工作,验证了其设计原理的正确性.     

引信膛内三轴加速度测试

引信作为炮弹最关键的组成部分,由于膛内的恶劣环境影响,引信所受到的超高加速度对引信的可靠性至关重要。本文设计了一种基于弹载测试技术的微型三轴加速度测试系统。该微型测试系统替代原先引信的位置,同时将高g值三轴加速度传感安装在引信最薄弱的地方。MSP430F149单片机作为系统的主控制器,通过对三轴加速度在膛内整个过程的输出的信号进行采集、存储,从而获得引信在内弹道所受到的加速度值。本设计系统对弹丸、火炮以及引信的设计和研究具有十分重要的参考价值。     

MEMS惯性测量组合初始标定方法研究

为了降低MEMS惯性测量组合(IMU)的测试成本,提出一种借助于机器视觉技术标定MEMS惯性测量组合的方法.综合考虑了3个加速度计和3个陀螺仪的标定因数、零偏误差和安装方位误差因素的影响,建立了IMU数学模型.在外力的推动下,悬挂于2个屏幕之间的IMU作不规则运动,安装在IMU上的2根准直激光束在屏幕上生成4个指示光斑.借助于双目三维重构技术测量指示光斑在世界坐标系内的坐标,然后应用欧拉角算法确定载体坐标系相对于世界坐标系的旋转角速度向量和线加速度向量.求解IMU数学模型,确定模型中的待定参数.实验结果表明:该文给出的方法可以准确测量载体坐标系相对于世界坐标系的旋转角速度向量和线加速度向量.     

流体力学Navier—Stokes方程的矩阵变换

关于流体力学Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程从笛卡儿坐标系到柱坐标系和球坐标系的变换，现行国内外著作和教科书中采用的方法都相当复杂且繁琐．本文利用矩阵变换为其给出了一种简明的推导方法．     

安装误差和动不平衡对旋转导弹惯性器件输出的影响及补偿

为了提高旋转导弹惯性器件的测量精度.建立了弹体坐标系和动平衡坐标系并给出其转换关系;给出了陀螺仪坐标系、加速度计坐标系分别与弹体坐标系之间的转换关系.推导了安装误差和弹体动不平衡引起的陀螺仪和加速度计的测量误差模型,并进行了仿真.结果表明,利用直接补偿和高通滤波补偿方法实现了对陀螺仪和加速度计测量结果的补偿,仿真结果验证了补偿方法的可行性.     

应用磁强计和加速度计的连杆运动角度计算

为解决多关节连杆连续变换中的运动姿态求解问题,研究通过磁感应强度和加速度测量并求解运动模型和姿态位置的方法,利用地球磁场和重力场在地理坐标系和基础坐标系之间的方向余弦转换进行绝对角度运算,得到姿态角(航向角、俯仰角和滚转角)的磁感应强度和加速度表示.分析了坐标系变换过程中的角度转换,推导出连续变换过程中连杆姿态角和连杆间夹角的关系式,并以一个实例作了验证分析.该模型能够解决姿态角和绝对运动角的转换,在连杆运动姿态表示中有较好的通用性.     

关于空间RSS＇R机构的运动分析

针对方向余弦矩阵法有关坐标系的选择问题提出一种改进意见．从而使概念更加清晰．便于对连杆进行速度和加速度分析及机构的动力平衡研究．     

一种简便的空间机械系统位移分析方法

给出了一种在空间机械系统位移分析中利用适当选取的两个相交的单位矢量建立所需要的动坐系和确定此动坐系与惯性参考系之间的变换矩阵的简单方法，分别以空间ｎＲ机械手和空间ＲＳＣＲ机构的位移分析作为例子说明本文方法的应用。     

基于信息层的捷联惯导信号反演技术

针对惯性导航的器件价格昂贵且建模复杂,以及全球导航卫星系统(global navigation satellite system,GNSS)/惯性定向定位导航系统(inertial navigation system,INS)组合导航对信息传递速度较慢的问题,提出了一种基于信息层的捷联惯导信号反演技术.在整理归纳了惯性导航中常用坐标系的定义后,首先给出了根据已知的原始目标的欧拉角进行姿态矩阵的计算;然后重点讨论了如何根据已知位置、速度和姿态矩阵,反演其比力、角速度;最后叠加误差得到仿真条件下的惯导器件测量值.仿真结果表明:从一段运动轨迹中反演得到的比力和角速度,是以信息帧格式模拟输出惯导器件测量值,再应用惯导方程进行验证,得到的结果误差符合惯导系统误差允许范围.     

基于非线性滤波的捷联惯导系统罗经法对准改进算法

为提高捷联惯导系统初始对准的快速性和精确性,根据传统的平台惯导系统罗经法对准原理,提出包括水平对准和方位对准的捷联式罗经对准算法.给出了导航坐标系下加速度和角速率的修正值,经过姿态矩阵的转换对载体坐标系下的惯性测量组件输出值进行修正补偿.对不同初始姿态角误差和不同初始航向角的仿真表明,初始航向角的改变对系统影响较大,特别在大方位失准角情况下.采用UKF算法对非线性模型滤波的仿真结果显示,最大航向角误差从15′降至6′,证明将罗经法和UKF滤波方法相结合进行捷联系统初始对准是可行有效的.     

方位保持仪姿态误差补偿技术

给出了陆用惯性导航系统方位保持仪的误差补偿方法.在方位保持仪纵轴和横轴方向安装2个互相垂直的加速度计,测量载体的俯仰角和横滚角,采用多组坐标变换将姿态角、地球自转角速度和重力分别投影到陀螺坐标系,结合动力调谐陀螺仪漂移与重力相关的特性,分析了与重力一次项相关的漂移分量,分别从支架误差、地球自转分量和陀螺仪与重力相关漂移3个方面对方位保持仪进行误差补偿.实验结果表明,采用上述方法进行误差补偿的方位保持仪,漂移小于0.06°/h.     

利用零矢量矩阵法研究正交曲线坐标系中的Galileo变换

本文中引入零矢量矩阵概念，利用零矢量矩阵法提出Galileo变换下正交曲线坐标系中质点的坐标，速度和加速度的矩阵形式的公式，而且推导Galileo变换下柱座标系和球座标系中质点的速度和加速度的矩阵形式．     

力学的基本概念（3） 没有转动的惯性离心力

论证不通过惯性系原点作惯性直线运动的质点及在角动量守恒的条件下作曲线运动的质点均有形式相同的离开原点的惯性离心力.推导在位矢方向牛顿力与惯性离心力共存时力和总加速度的一般关系式及特殊关系式.     

高速火箭弹GFMINS/GPS组合导航系统

针对高速火箭弹发射出膛瞬间,弹上微机电系统（MEMS）陀螺难以承受上百g的加速度,使得弹上的微惯导系统（Micro-INS）无法完成导航任务,提出用MEMS加速度计构成的无陀螺微惯性导航系统（GFMINS）代替传统MINS与小型GPS构成GFMINS/GPS组合导航系统,实现火箭弹的定位要求.同时,针对GFMINS中角...