AR模型在动力调谐陀螺仪漂移补偿中的应用

根据静基座上动力调谐陀螺仪的漂移特性，运用时间序列分析方法建立了动力调谐陀螺仪随机漂移的时序模型，提出了一种动力调谐陀螺仪漂移自适应实时控制补偿方法。文中详细介绍了ＡＲ模型参数估计算法，列举了采用ＡＲ（２）模型进行漂移自适应补偿的实验数据，证明了该方法的可行性。     

动力调谐陀螺静态漂移的非线性时间序列建模

动力调谐陀螺仪受陀螺仪自身工艺及各种电气因素影响,其随机漂移往往表现出非线性性质,利用线性随机建模方法并不能表现出随机漂移的非线性。作者通过传统的24位置测试获得动力调谐陀螺仪的静态漂移数据,然后对数据进行预处理(如,去除野点,进行数据平滑并利用小波分解提取趋势项),提取出随机漂移数据,并采用非线性AR时间序列方法对处理后的这些漂移数据进行建模。模型适用性检验结果表明,所建立的非线性AR模型可以很好地拟合动力调谐陀螺随机漂移,适用于描述动力调谐陀螺仪随机漂移特性。     

动力调谐陀螺仪的章动运动

动力调谐陀螺仪是一种受弹性扭杆约束的刚体系,扭杆的扭矩被动力调谐作用所补偿.本文利用包含双重时间尺度的渐近法分析陀螺仪的章动运动.导出其稳定性条件,并指出章动漂移现象及其对词谐条件的影响.     

自抗扰控制思想在动力调谐陀螺仪力平衡回路中的应用

提出了动力调谐陀螺力平衡回路的自抗扰控制方法(ADRC)。在计算机仿真的基础上搭建陀螺仪力平衡回路硬件电路，利用转台对动力调谐陀螺施加不同扰动，观察在大角度或大角速率等动态条件下ADRC控制技术对陀螺仪的控制效果。     

陆地导航系统的结构方案

本文介绍了陆地导航系统的功能、组成及工作原理，着重讨论了由动力调谐挠性陀螺仪所构成的陆地导航系统的各种结构方案，并对各种方案所对应系统的具体工作原理给以简单的介绍，此外，还对各种方案进行了分析比较，并指出了各自的优缺点。     

动力调谐式双轴速率陀螺仪再平衡回路的分析与设计

本文分析了动力调谐式双轴速率陀螺仪再平衡回路的设计方法,指出了对于未解耦的双轴速率陀螺的再平衡回路是一个双输入双输出的控制系统,不但分析困难,实际运行也很困难,所以实现解耦控制是多变量过程控制系统分析的核心。通过对控制对象的若干简化,并运用现代控制中的多变量解耦理论,寻求一种简易的数字控制方案,并对其结构参数进行优化设计,最后用计算机数字仿真对其理论分析与设计给以检验。     

动力调谐陀螺仪挠性接头的等刚度设计

本文讨论了动力调谐陀螺仪挠性接头的等刚度设计，导出了双平衡环动调陀螺挠性接头轴向刚度和径向刚度的计算公式。通过分析计算，给出了满足等刚度要求的内、外平衡环接头细颈的有关参数尺寸。     

旋转叶片滚子式动力吸振器基本原理和特性

讨论了一种可用于旋转叶片的动力吸振器基本原理和动态特性。文中首先说明了这种以滚子滚动作为辅助系统的动力吸振器结构和力学模型,建立了吸振器数学模型并进行了相应的数学分析;然后说明了这种滚子式动力吸振器可随叶片旋转速度变化的自调谐特性,讨论了有关自调谐特性的性质。研究表明,这种新型的滚子式动力吸振器结构紧凑,具有随叶片旋转速度变化的自调谐功能,可以用于旋转叶片的减振问题。最后,文中研究和分析了这种吸振系统频率特性,表明这种系统也具有特殊的“频率转向”特性,反映了系统不同模态间的耦合性质。     

用有限元法分析动力调谐陀螺仪力矩器的磁场

在动力调谐陀螺仪中，特别是用于速率捷联系统中的陀螺仪，力矩器是一关键元件。在设计力矩器时，准确而有效地计算其磁场具有重要意义。本文针对该磁场的非线性与轴对称性的特点，研究了如何用有限元法计算磁场，并进行了必要的数学推导。针对一个具体的力矩器磁场，给出了计算结果；同时还对该力矩器的磁场进行了实测，对计算数据和实测数据进行比较，证明所应用的计算方法是准确有效的。另外本文还分析了结构几何参数对磁场的影响。     

国外动调陀螺仪再平衡技术的发展

本文在综合大量文献的基础上，详细介绍了国外模拟、数字再平衡技术的发展过程以及现阶段研究状况。同时，对动力调谐陀螺仪模拟、数字再平衡回路进行了分析比较，归纳了两者的主要优缺点。另外，还简略介绍了直接数字控制技术。     

一种新的捷联矩阵更新算法在无陀螺捷联惯导系统中的应用

本为改进无陀螺捷联惯导系统解算的实时性,引入一种姿态阵更新的算法,并和常用的四阶-龙格库塔法进行仿真比较,其结果是在不影响其精度的情况下,新算法的计算量和计算机时都有明显的减少。因此本为改进无陀螺捷联惯导系统和算法和选择计算周期提供了一定的参考依据。     

基于大失准角时变参数罗经初始对准算法

为了解决大失准角条件下的捷联惯导初始自对准问题,通过分析捷联惯导系统大失准角误差模型,利用平台惯导系统罗经对准原理,提出了一种新的捷联惯导系统罗经对准方案。该方案的具体实现划分为三个阶段:方位角未知情况下的水平对准;大失准角时变参数罗经方位对准;定参数罗经对准。该方案通过实时调节罗经参数缩短了对准时间;利用大方位失准角模型代替小失准角模型,在算法收敛阶段更加准确地描述了捷联惯导系统的误差传递方式。仿真试验表明,使用陀螺随机漂移稳定性为0.01(°)/h的捷联惯导系统,该对准方案能在60 s内方位精度到达1°,并能在对准结束时达到3’的方位对准精度。     

基于外定位阻尼的捷联惯导算法设计

传统外阻尼惯导系统以外速度作为辅助参考,但在仅能提供外定位参考的条件下,为了避免由定位信号差分求取速度时造成噪声放大负面效应,推导了基于定位误差的罗经初始对准算法,并将它与捷联惯导姿态解算相结合,得到定位阻尼捷联惯导算法.该算法具有计算量小和稳定性好等优点,但与Kalman滤波组合导航相比,也有它自己的应用条件并存在一些不足之处.最后,利用GPS定位和激光捷联惯导系统进行了车载试验,验证了所提算法的有效性.     

小波分析在捷联惯导陀螺信号滤波中的应用

介绍了小波变换和多分辨率分析理论。针对捷联惯导系统中光纤陀螺输出信号的特点，对其进行小波变换，去除信号中高频部分的噪声，从而抑制了陀螺的随机漂移。通过仿真实验，肯定了使用小波分析算法对陀螺输出信号进行滤波消噪处理的可行性。在实际用于捷联惯导系统中的实验结果表明，有效地提高了系统的精度。     

不同GPS/SINS超紧组合框架的分析与等价性推导

GPS和SINS的组合导航系统是实现连续、准确定位的有效方式之一,尤其二者的超紧组合导航方式,在解决GPS接收机的抗干扰和抗动态性能方面效果显著。分别针对基于GPS的I、Q信号层次数据融合的超紧组合结构和惯性信息辅助的超紧组合结构进行分析,在将惯性信息辅助结构演化为联邦形式的组合结构的基础上,对涉及其中的不同组合滤波的状态方程和量测方程深入研究。利用集成和联邦卡尔曼滤波器之间的关系,完成不同超紧框架的趋同等价性证明。仿真结果初步表明,相同初始条件下不同组合方法在定位精度方面具有一致性。     

带模型误差系统的自适应卡尔曼滤波在捷联惯导系统初始对准中的应用研究

对于有模型误差的惯导系统,采用常规卡尔曼滤波会导致较大的状态估计误差,甚至使滤波器发散。可采用自适应卡尔曼滤波算法,通过引入虚拟噪声,利用观测数据带来的信息,在线改进滤波器的设计,并将其运用到捷联惯导系统的初始对准中,由此得到的滤波估计比常规卡尔曼估计具有更高的精度和准确度。试验及计算机仿真结果验证了该方法的有效性。     

方位捷联惯导平台系统及其误差分析

根据导航系统对高精度的需要,在捷联惯导和平台惯导的基础上提出了一种方位捷联惯导平台,该平台取消了普通平台系统的方位环及其伺服回路,保留了俯仰环和横滚环及其对应的伺服回路,介绍了平台的组成及工作原理,并且推导出平台角误差方程、速度误差方程和位置误差方程.建立状态方程和量测方程后用Kalman滤波的方法对系统进行软件仿真,仿真结果表明,方位捷联惯导平台综合了捷联和平台的优点,具有平台角误差小、收敛速度快等特点.     

GPS/SINS 组合导航系统混合校正卡尔曼滤波方法

利用卡尔曼滤波器将GPS伪距与SINS进行了深组合，在分析了导航误差产生原因的基础上，提出了输出校正与反馈校正相结合的混合校正卡尔曼滤波方法。与输出校正和反馈校正方案相比，这种校正方法提高了系统导航精度。仿真结果验证了混合校正卡尔曼滤波方法的有效性。     

捷联惯导系统减振设计

机抖激光陀螺的捷联惯性导航系统结构设计的关键在于惯性测量单元（IMU）的减振设计。文章描述了一种IMU减振系统设计的方法,并在实际应用当中获得良好的效果。IMU减振系统的设计方法主要分为三大内容。首先是对减振系统中减振器的布局方案进行仿真分析,建立减振系统的六自由度振动响应模型,研究减振器布局方案的频谱特性,比较得到减振效果较优的减振器方案。然后针对获得的减振器布局方案,设计IMU结构框架和各向同性的减振器,并采用有限元的方法,对IMU的减振系统进行模态分析,获得IMU减振系统的前20阶模态频率和振型,用有限元仿真分析的方法来验证减振设计。目前这种IMU减振系统的设计方法已应用到某新型捷联惯导系统当中,减少了系统陀螺精度的降低。     

基于EGM2008重力场球谐模型的水平重力扰动计算方法

垂线偏差数据对于提高惯性导航精度具有重要意义,阐述了使用重力场球谐模型计算水平重力扰动的方法,使用EGM2008重力场球谐模型计算水平重力扰动,并将其与美国国家地理空间情报局提供的全球2.5′×2.5′垂线偏差网格数据进行对比,验证了所述水平重力扰动计算方法的正确性。将水平重力扰动计算结果用于航空、车载惯性导航数据离线处理,结果表明EGM2008模型计算的水平重力扰动可用于补偿惯性导航;将水平重力扰动计算结果用于长航时船载惯性导航数据离线处理,结果表明惯性导航精度最大提升1.5 n mile,平均提升0.8 n mile。