简介：简要介绍了远望号航天测量船船摇数据，分析了船摇数据对船载外测数据的影响，重点对船摇数据的一些基本规律和特性进行了初步分析。

简介：船用惯性系统试验安装标校和变形测量是提高测量精度,保证试验质量的关键技术,因此在对设备的安装误差和船体变形造成的测量误差进行分析的基础上,重点阐述惯性系统试验零位对准和变形测量的相关理论和工程技术.

简介：本文分析了某型号船用惯性导航系统（ＳＩＮＳ）的试验数据，结果表明，ＳＩＮＳ的姿态误差主要来源于水平测姿传感器。据此，本文对该ＳＩＮＳ水平姿态测量误差的辨识及其补偿方法进行了研究，并建立了水平测姿误差的回归数学模型，以提高ＳＩＮＳ姿态精度

简介：针对一种低空大展弦比无人机,文章进行全机和翼梢磁梯度测量探头数值模拟.全机计算给出翼梢磁梯度测量探头对全机气动特性和操稳特性的影响;翼梢磁梯度测量探头计算实现了气动外形优化设计,在保持全机操稳特性的前提下,最大程度地减小全机气动阻力增量.结果表明,磁梯度测量探头对全机气动阻力增量在9%之内,俯仰力矩变化在5%之内,对全机操稳特性的影响不大,气动外形优化设计基本满足该低空大展弦比无人机的安全飞行技术要求.

简介：针对平台式惯导系统海上动态启动时传统的罗经对准方法和传递对准方法的缺点,提出了一种双平台双位置海上启动方法。粗对准阶段以牵引惯导提供的姿态角作为水平和航向基准通过伺服回路完成粗水平调平和粗方位对准。精对准阶段建立了双位置下的卡尔曼滤波方程,实现了东向陀螺漂移的估计补偿,解决了海上启动时对舰船匀速直航的限定条件。仿真结果表明,相比传统的海上启动法,在0.01（°）/h的东向陀螺漂移的情况下方位失准角的估计误差由2′减小到0.5′左右。

简介：地磁异常场的强度在空间上变化丰富而在时间上很稳定。对地磁异常值与位置之间的非线性函数关系进行了随机线性化，将地磁异常测量值直接作为观测量，采用扩展卡尔曼滤波技术实现地磁异常测量信息与惯性导航信息的融合，估计并校正了惯性导航系统导航误差．仿真表明，组合导航系统具有如下良好性能：对地磁异常具有广泛的适用性;对初始位置误差、速度误差及姿态误差具有较好的鲁棒性；对地磁数据噪声敏感度较低；可实时更新组合导航信息．将观测量选为参考数据测量值的信息融合策略引入惯性／地磁组合导航。定量描述地磁异常辅助惯性导航系统的信息量，分析组合导航系统对地磁图的适用性．

简介：研究了惯性测量组件中陀螺与加表的标度系数、零偏、安装耦合误差等的标定问题。建立了陀螺与加表的输入输出模型,提出了在三轴摇摆转台上利用六位置试验法对加表标度系数、零偏、耦合误差进行标定的方法;提出了在三轴摇摆转台上利用正负对称的多组速率试验法以及最小二乘法对陀螺标度系数、零偏、耦合误差进行标定的方法,以及利用六位置试验对陀螺与g有关量进行标定的方法。详细介绍了组件输出参数的测量方法并推导误差计算公式。理论分析表明,该方法可在三轴转台上通过位置与速率试验一次性标定出测量元件的相关误差,具有一定的工程应用价值。

简介：

简介：本文介绍的毫瓦计是测量陀螺马达轴承摩擦力矩稳定性的一种新型仪器，为该仪器专门设计了功率测量和变化量测量方案，其优点是测量精度高、简单、可靠、实用性强。

简介：──本文从矿山测量角度分析了用于矿山井下测量的惯性测量系统的实现要求，其中，定位精度要求在１０公里范围内惯性测量系统的相对定位误差（均方根）应达到０．４ｍ～０．８ｍ；对捷联式惯性测量系统的仿真结果表明，陀螺仪常值和随机漂移率为０．０１°／ｈ时，选择合适的ＺＵＰＴ时间，目前的惯性测量系统能够满足井下测量精度要求。

简介：为实现无人机高精度高可靠性导航,提出了一种以捷联惯性导航系统（SINS）为主,以地形辅助导航（TAN）、大气数据系统（ADS）及电子磁罗盘（MCP）为辅的组合导航方式。通过分析SINS、TAN、ADS及MCP单一系统的工作原理及输出误差模型,构建了SINS/TAN、SINS/ADS及SINS/MCP系统的状态方程及观测方程,最后采用联邦卡尔曼滤波方式实现了对各组合系统的信息融合。仿真数据对比表明：SINS/TAN系统位置误差较小,但航向误差较大;SINS/ADS系统速度误差较小且比较稳定,但位置误差随时间发散;SINS/MCP系统航向误差方差可达0.3783’,但其位置和速度估计精度不理想;而SINS/TAN/ADS/MCP系统能够克服上述不足,实现所有导航参数误差估计的高精度。

简介：惯性平台安装在舰船的过程中需要将惯性平台坐标系与舰船坐标系进行对准，也就是对惯性平台进行标校。当舰船在倾斜船台上进行建造时，由船台的倾斜角度造成水平测量仪器的测量误差对标校的结果有很大影响，尤其是在测量舰船横摇角时，会由于测量仪器的摆放带来误差。船台的倾斜角度为3°时，边长为100mm的水平测量仪器在测量横摇角时产生0.1°的测量方位误差（即水平测量仪器一端产生0.17mm位移），就会带来18.8″的测量误差。这对于高精度惯性平台的标校是不允许的。文中对在各种不同舰船姿态下，由测量仪器的摆放带来的误差进行了分析归纳。利用双自由度电子水平仪、高精度转台及TM5100A自准直经纬仪，对由于安装面倾斜带来的测量误差进行了验证试验。实验结果与计算结果吻合。

简介：在湍流燃烧模型及CFD仿真软件的实验验证以及实际燃烧装置性能改进中,准确的温度测量以及温度梯度分布测量十分重要.Rayleigh散射、过滤Rayleigh散射和双线平面激光诱导荧光等基于激光的测温技术已在湍流燃烧实验研究中广泛应用,但每种测温技术都不能满足所有的测量环境.因此,须根据具体的探测对象和测量需求,对测温方法和实验方案进行合理选择.文章主要对这3种测温技术的工作原理、适用条件、研究现状和实际应用中需注意的问题进行综述.

简介：本文介绍采用全数字闭环光纤陀螺组成的惯性测量单元的实现方法，采用ＤＳＰ作为中央处理单元，完成三轴组合的时序控制、数字解调、滤波算法、波形合成及数据传输，并对三轴陀螺进行了全面的性能测试，测试结果表明惯性测量单元中每个陀螺零漂均小于０．５°／ｈ，标度因数线性度＜２００ｐｐｍ，达到了预期的设计要求

简介：在时变通信延迟下研究了无人机群编队的鲁棒自适应控制问题。对于无人机编队系统中存在外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含位置跟踪误差和速度跟踪误差的辅助变量,提出了一种适用于时变通信延迟的鲁棒自适应编队控制策略。提出了自适应律对无人机质量、外界扰动的上界等未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性,给出了系统渐近稳定所需要满足的条件。数值仿真结果表明,所提出的控制方法既能抑制外界扰动和模型不确定性对控制器的影响,同时队形跟踪和队形保持的稳态误差分别小于0.1m和0.05m。

简介：综述了目前国内外正积极研制的原子干涉仪。它是建立在激光冷却、囚禁与操控原子理论基础上,利用原子本身作为自由下落的“测试物体”来测量仪器所受到的惯性力。这种新型惯性敏感器能以前所未有的精度同时测量物体的旋转角速度和线性加速度,并可通过原子对抛技术实现两种量测量的区分,这已为诸多实验所验证。报道了国内外原子干涉仪的最新研制进展。原子干涉仪的紧凑性和长时稳定性将使其在惯性测量领域获得更广泛的工程应用。

简介：水平姿态误差标定是提高测量船惯性导航系统精度的重要手段。传统的水平精度标定一般只能在实验室或坞内等静态条件下通过高精度水平仪来实现。针对动态条件下水平作差、平台旋转及经纬仪方位俯仰信息联立求解等标定方法存在标定条件苛刻、精度相对较低等局限性,提出了一种基于星体测量的惯导水平姿态标定新技术——俯仰脱靶量求解法,推导了计算公式,并对解算精度进行了系统分析。通过惯导精度鉴定及某次试验任务的检验,其解算精度在5.8″以内,具有较高的置信度。该方法解决了惯导水平姿态动态条件下标定的技术难题,为提高惯导水平姿态精度、实战数据的事后处理以及动态条件下加速度计零位标定提供了依据,对提高航天测量船总体测量精度具有重要意义。

简介：以小型无人机航姿测量系统的微小型化为背景,利用MEMS惯性测量元件研制了一种低成本微型航姿测量系统。针对MEMS器件用于载体航姿测量时精度低、易发散的问题,提出一种计算量小、实时性强的加速度信息、磁场强度信息、陀螺信息的融合方法。采用卡尔曼滤波器对系统的俯仰角、滚转角和航向角的误差进行最优估计;设计数据融合的判别准则,并根据判据的判断结果调整卡尔曼滤波器中的量测信息,使系统可用于小型无人机的定高自主飞行。实验结果表明,系统输出航姿的更新频率可达100Hz,航姿测量误差小于0.6°,航姿标准差小于0.09°;将其应用于某小型固定翼飞行器的飞行控制系统中进行自主飞行实验,完成了预定的飞行任务。

简介：针对四旋翼无人机鲁棒自适应飞行问题,提出了一种基于指数收敛的控制方法。考虑到四旋翼系统的欠驱动、强耦合等非线性特性,采用线性化反馈控制策略实现对其轨迹追踪飞行能力的基本控制;针对线性化反馈控制易受系统内外部未知干扰等影响,采用基于指数收敛干扰观测器组合控制设计,实现四旋翼飞行的鲁棒与自适应控制;线性反馈及状态观测器控制系统基于指数收敛稳定。进行了仿真分析,结果表明,干扰观测器对四旋翼系统中存在的未知干扰具有很好的估计能力,所设计的基于指数收敛控制系统,结构简单,且具有较强的干扰抑制能力和较高的系统稳定性,满足四旋翼无人机的鲁棒及自适应飞行能力要求。

简介：机载环境下的GPS误差特性与静态不同，文中给出了一套机载环境下的GPS测量误差分析和建模的方法。先通过多项式拟合，分离出机载GPS的测量误差，并根据GPS的具体应用环境，用机载SAR（SyntbeticAperttireRadar）雷达成像验证了这种分离误差方法的有效性，然后对GPS误差进行最小二乘处理，建立GPS的AR误差模型。应用这种方法，分析了实测某型飞机平稳飞行情况下的GPS数据，结果表明该型飞机在平稳飞行情况下的GPS速度和定位误差过程分别可以用两个不同的10阶AR过程表示。