基于SVM步态分类的柔性外骨骼自主定位优化方法

针对复杂步态下柔性外骨骼虚拟惯性测量组件(VIMU)性能稳定性下降的问题,研究了一种基于支持向量机(SVM)步态分类的自主定位优化方法。采用SVM算法模型对柔性外骨骼的多种常规步态类型进行识别,根据不同的步态类型构建不同的卷积-长短期记忆(VGG-LSTM)混合神经网络模型,并通过判断实际惯性测量组件(IMU)的故障,利用VIMU构成具备系统重构能力的强鲁棒性自主定位方法。研究结果表明,复杂步态下基于SVM的步态分类方法可在保证VIMU精度的同时,降低VGG-LSTM神经网络模型的复杂性;机器人肢节末端IMU在常规步态下出现故障时,系统重构后的自主定位性能与无故障情况下基本保持一致,重构导航系统的定位误差在行进距离的2.5%以内。     

基于人体下肢运动学机理的行人导航方法

利用人体运动特征实现行人导航是近年来导航技术领域新兴的研究方向之一。针对惯性测量组件足部安装方式在人体较高过载的运动中无法有效实现零速修正的问题,研究了一种惯性测量组件在人体下肢分布式安装,基于人体下肢运动学机理构建虚拟足部惯性测量组件,从而实现人体导航定位的方法。阐述了行人导航系统的结构与虚拟惯性传感组件的构建机理,研制了系统原理样机。实验结果表明所提出的方法在人体较高过载的行进中可有效克服测量信息超量程、冲击等因素对导航解算的影响,定位精度约为行进距离的6%,并通过分析总结了影响该类型行人导航系统性能的各项主要因素,为进一步研究提供了一定的理论与技术基础。     

基于CPLD的导弹惯性测量单元模拟器设计

介绍了采用CPLD器件开发的导弹用惯性测量单元（IMU）模拟器的设计原理及其实现方法。该模拟器采用软硬件相结合的方式，可模拟某型真实惯性测量单元（IMU）的接口与输出信号。通过软件控制硬件输出的脉冲个数，可模拟真实惯性测量单元在静态和动态工作时的状态。该模拟器具有硬件体积小、成本低、可连续长时使用等特点和可轻松修改模拟器硬件电路的优点。该模拟器在某型号空空导弹惯导系统仿真实验中已经得到实际应用。     

基于低成本IMU的捷联航姿系统软件设计与实现

在已设计好的捷联航姿系统硬件平台基础上,集传感器信息处理模块、航姿解算模块和信息融合模块于一体,综合设计了基于低成本IMU的捷联航姿系统软件算法.特别是在信息融合模块中采用了基于模糊推理的变加权系数多传感器信息融合算法,从而实现对惯性数据的融合,减小了系统随时间积累的航姿误差,保证航姿系统的精度指标满足要求(静态航姿精度±1.0°,动态航姿精度±2.5°).软件算法的验证采用低成本MT9-B惯性测量组件的实测数据分别进行了静、动态实验.实验结果表明,所设计的软件算法可时实进行低成本陀螺的零偏估计与补偿,并能准确地进行多传感器信息融合,从而能够有效地提高系统的航姿精度.     

车载稳瞄/惯导一体化技术

结合稳瞄系统和自主寻北定位定向系统的特点,研究了车载稳瞄/惯导一体化技术,阐述了车载稳瞄/惯导一体化系统的工作原理,进行了稳瞄/惯导一体化系统的总体设计。在随机调转的稳瞄平台上布置陀螺仪和加速度计组成惯性测量组件(IMU),IMU同时向稳瞄系统和导航系统提供信号,稳瞄平台在运动中完成瞄准的同时,解算出平台的姿态矩阵,通过平台环架转动夹角的角度量,获得车体姿态矩阵,以此得出车体的加速度在导航坐标系上的分量,最终完成航迹推算。通过跑车试验表明,稳瞄/惯导一体化算法是正确与实用的。     

基于MEMS技术的组合导航系统在空地制导武器中的应用

针对空地精确制导武器对低成本、高精度、高可靠性导航系统的需求,设计了基于MEMS技术的组合导航系统。该系统基于低成本的微惯性测量组合与GPS接收机,并针对空地制导武器的飞行特点建立了准确的数学模型;利用速度、位置综合模式,采用先进的Kalman滤波理论进行数据融合;最后对该组合导航系统进行了数学仿真试验和数据分析。结果表明,这种低成本、可靠性好、体积小的组合导航系统的导航精度不大于5m,即使在丢星长达30s,导航精度也不大于12m,完全能够满足空地精确制导武器的导航要求。     

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。     

适合于航空应用的INS/CNS/Doppler组合导航系统研究

针对无阻尼惯导系统的误差特点,设计了适合航空应用的惯性(INS)/天文(CNS)/Doppler组合导航系统,建立了该组合导航系统卡尔曼滤波模型。仿真试验表明,该组合导航系统能为飞行体提供精确的导航信息。     

惯性平台系统火箭橇试验数据处理方法

火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以在综合环境条件下对惯性测量装置的功能和精度进行验证.针对惯性平台系统开展了3 km火箭橇轨道的功能验证试验,对振动传感器的数据进行了过载分析和振动量级的谱分析.研究了惯性平台系统火箭橇试验后的数据处理方法,包括振动传感器对橇体运行的过载和振动量的分离方法,遮光板光电组件的位置和速度微分方法,以及惯性平台系统的导航算法等,并通过数据比较,对惯性平台系统的性能和功能进行评价.由于遮光板外测系统的采样时间和观测量与捷联惯性测量装置不同,还探讨了试验后观测信息之间的转换、同一时刻不同信息数据的比较等数据处理方法,通过数据比较验证了惯性平台系统在火箭橇试验时的功能正常.该研究对惯性平台系统进一步开展精度验证和误差系数的分离奠定了基础.     

基于Simulink和FlightGear软件的机载惯性测量单元仿真

包含动力学和运动学特性的机载IMU数据对于飞行对准等惯性系统算法研究具有重要意义。基于人在回路仿真的思想,设计了一种可包含完整飞机模型,不需要设计特定的自动驾驶仪,来实现任意机动下机载惯性测量单元仿真的方案。给出了惯性测量单元仿真模型,设计了基于Simulink、AeroSim模块集及FlightGear模拟飞行软件的新方案,实现了一个机载惯性测量单元的仿真模型,该模型采用飞行摇杆,由人实现对飞机的控制和机动飞行。仿真结果表明,采用该仿真方案,避免了复杂的自动驾驶仪设计,可以得到机动飞行条件下的机载惯性测量单元仿真数据和导航参数基准数据,方案切实可行。     

大学物理《力学》中的自由度分析

对《力学》中的物体自由度进行多方面分析,以深化教学、提高学生正 确分析物理问题的能力.使用实际教学分析的研究方法,在《力学》范围内讨论自由度与坐标、 自由与约束的关系并得以下结论: (1) 同一物体的自由度随其所在的``空间'不同而不同, 不因坐标系的选取不同而 异, 在同类参考系中不因参考系的动静而有别;(2)自由度遵循叠加原理. 讨论了质点系的总自由度及相关计算问题,并指出研究《力学》中自由度的意义.     

Development and design of new methods of measurement of state of strain of structures

The present paper deals with development and design of new methods utilizing Wiedemann's effect for determination of state of strain in building structures. Wiedemann's effect and some features of torsional strain of magnetic field are the basis of new experimental method. Especially the point electromagnetic strain gages using the effect of pure torsion of electromagnetic field to enable universal examination. For strain-gage measurements, almost all physical quantities are used which can be related to the variation in length of the structures. From the electric strain measurements, the most commonly used methods are the measurements by resonance-wire strain gages or by electric-resistance strain gages. In this paper, electromagnetic strain gages are discussed using the Wiedemann effect, and the author describes some new measuring equipment and his own suggestions and methods based on an application of this effect.     

Calculation of aerodynamic characteristics of arrays of profiles of arbitrary shape

It is well known that the problem on nonseparating potential flow of an incompressible fluid about an array of profiles reduces to an integral equation for a certain real function, determined on the contours of the profiles of the array. As such a function one can take, as was done, for instance, in [1–5], the relative velocity of the fluid on the profiles of the array. For arrays of profiles of arbitrary shape it is necessary to solve the corresponding integral equation numerically. In the particular examples of the calculation of aerodynamic arrays that are available [1–3] the numerical methods used were based on the approximate evaluation of contour integrals by rectangle formulas. As investigations showed, sizeable errors arose thereby in the approximate solution obtained, these being especially significant in the case of curved profiles of relatively small bulk. In the present paper a method for the numerical solution of the integral equation obtained in [5] is proposed. The method is based on the replacement of a profile of the array with an inscribed N polygon, the length of whose sides is of the order N^–1 and whose internal angles are close to . Convergence with increasing N of the numerical solution to an exact solution of the integral equations at the reference points is demonstrated. Examples of the calculation are given.Novosibirsk. Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR. Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 2, pp. 105–112, March–April, 1972.