光纤陀螺信号处理中SLD驱动电路设计

光纤陀螺用光源要求输出功率高、相干性低、稳定性好，超辐射发光二极管（SLD）是能满足这些要求的理想光源，目前国内光纤陀螺用的光源基本上主要选择超辐射发光二极管（SLD），从工程实际应用出发，介绍了超辐射发光二极管（SLD）驱动电路设计，以此来提高光纤陀螺性能。     

天文/卫星组合点校捷联惯性导航系统算法研究

捷联式惯性导航系统通常采用卫星导航系统的位置、速度信息对惯导解算误差进行校正,但对于水下载体惯性导航系统而言,由于只能获得点位置信息,对惯导的校正精度以及校正参量有限。针对上述问题,提出了基于天文/卫星组合校正捷联式惯导技术,通过卫星精确定位信息和天文快速观测信息,全面修正惯导系统误差、提高导航精度。仿真结果表明,基于天文/卫星组合校正算法对惯导进行校正,相对于传统校正算法精度可提高约50%。     

位标器动平衡测试系统中的相位测量方法研究

提出了一种相位测量方法,该方法可以准确检测从位标器陀螺仪输出的钟形光电脉冲信号峰值点的位置并以其为时间基准点进行相位测量,并可判断被测两信号之间的时间间隔以及超前滞后关系.针对在现场中的干扰因素,提出了相应的解决措施.该方法电路简单;测量速度快;精度高;可靠性好.     

激光陀螺锁区特性的研究

从理论和试验两个方面,研究了四边形腔环行激光陀螺的锁区特性.利用环行腔中背向散射光束具有相干性,导出了环行谐振腔综合背向散射与反射镜、反射镜之间的相对位置的关系.在有两个位移反射镜的四边形谐振腔中,理论上得到了综合背向散射系数与谐振腔腔长具有双波长周期.利用综合背向光强实验及锁区与陀螺工作模数实验分别验证了理论的正确性.试验证实散射光的强度与谐振腔的工作模数存在双模周期性,综合背向散射系数大,陀螺锁区大,反之亦然.     

末制导炮弹用位标器陀螺

本文讨论了末制导炮弹复合制导弹体制的位标器陀螺的结构、快速驱动方案和控制方法，并给出了一些关键的实验曲线     

关于陀螺信号处理中小波基选取的研究

在建立陀螺漂移的数学模型的基础上，使用不同的小波基对陀螺输出信号进行多尺度小波分解，去除由噪声产生的小波系数，从而达到消除噪声的目的。从不同小波基的滤波效果来看，双正交样条小波Biorl.5具有较好的去噪效果，从而也验证了小波对称性在陀螺信号去噪中的重要性。     

基于支持向量回归机的陀螺漂移预测模型

为了预测某导弹陀螺漂移趋势,以该陀螺漂移角速度时间序列为对象,建立了基于支持向量回归机的预测模型。针对该预测模型的特点,提出了支持向量预选取的模型优化方法。基于ε不敏感损失函数的支持向量回归机具有稀疏性,其结构由支持向量决定。因此从训练样本集中预选出有可能成为支持向量的样本,精简样本规模是提高该类支持向量回归机训练和预测效率的有效方法。针对该类支持向量回归机从分类和回归两个角度分析了支持向量的几何特征,提出了核函数空间免疫聚类的支持向量预选取方法并用于某导弹陀螺漂移预测模型的数据预处理。仿真结果表明优化后的预测模型运算量小、建模速度快,精度高。     

动力调谐陀螺动态误差的两种补偿方案

本文针对动力调谐陀螺的动态误差模型，提出了动力调谐陀螺的动态误差补偿的计算机算法。算法中的输出值是角增量，它是二次拟和函数。该算法具有精度高，实时性好的特点。     

车辆寻北车长镜的设计与实现

 描述了一种车辆寻北车长镜的设计,采用2个光纤陀螺和2个加速度计,解决了惯性测量组件力学编排结构设计与寻北、瞄准线稳定共享陀螺信息的问题,设计系统控制流程和组合算法,在保障车长镜瞄准线稳定精度的同时,增加了车体方位平台非调平状态下任意位置的寻北功能,寻北方法是：车长镜方位固定四位置转动,每个位置点停止、延迟、数据采样、存储,四位置转动完毕后,对存储数据组合、滤波、解算,输出寻北结果。对方案设计、实现途径和解算推导方法作了详细论述,性能测试验证设计实现达到预期效果。     

The output torque estimation of MCMG for agile satellites

Studied in this paper are the attitude control law design and the output torque estimation problem of micro control moment gyros （MCMGs） for the agile satellites executing rapid attitude maneuver mission. An algorithm is proposed for estimating the output torques and the gimbal angular rates of MCMGs, which can help engineers to choose reasonable size for actuators so that the cost of satellite can be decreased. According to some special maneuver missions, a numerical example of attitude control system for a small satellite with MCMGs in pyramid configuration is studied, and the simulation results validate the proposed estimation algorithm.