1) inertial navigation system
惯性导航系统
1.
Simulation and optimization of heat-transfer route of isolator in a certain type of Inertial navigation system;
某型号惯性导航系统内减振器导热路径优化仿真(英文)
2.
Study on algorithm of compensating the gyro drift for Inertial Navigation System;
惯性导航系统陀螺漂移补偿算法研究
3.
Research of unscented Kalman filter in initial alignment of inertial navigation systems;
UKF方法在惯性导航系统初始对准中的应用研究
2) INS
惯性导航系统
1.
Analysis for Capability of INS Error-Correction Based on GPS Attitude Determination System;
GPS姿态测量系统对惯性导航系统误差修正能力分析
2.
In an INS,the stability of the output of the accelerometer is affinitive with the temperature,and the tempera- ture stability directly determines whether INS can work immediately and stably or not.
在惯性导航系统(INS)工作过程中。
3.
A simulation model of INS s errors based on the Matla b/Simulink is introduced in this paper.
利用静基座下惯性导航系统的误差方程,应用Matlab／Simulink建立了惯导误差仿真模型。
3) Inertial navigation system(INS)
惯性导航系统
1.
On the basis of the analysis of aviation aircraft load celetid navigation system(CNS)/inertial navigation system(INS)integrated navigation system at home and abroad,the technical performance of CNS/INS integrated navigation system from working environment,integrated patterns and navigation solution is analyzed and it is pointed out that CNS-INS integrated navigation system is more applicable to .
综述了天文—惯性组合导航在高空飞行器中的应用和发展概况,在分析了国内外装载天文导航系统(CNS)/惯性导航系统(INS)的航空飞行器基础上,从工作环境、组合模式、导航解算等方面分析了CNS/INS的技术性能,指出CNSI-NS组合导航更适用于执行长航时、高空飞行的航空飞机,能够满足航空飞行器对高精度导航系统的需要。
2.
A new fusion algorithm of the measurements from global positioning system(GPS) and inertial navigation system(INS)is presented to compensate the weaknesses of current integrated navigation system.
为了弥补现有组合导航算法的不足,提出了一种新的GPS量测数据和惯性导航系统(INS)数据的融合算法。
4) inertial navigation systems
惯性导航系统
1.
Gyro-free inertial navigation systems(GF INS) come into being as a research hotspot since 1990s.
推导了加速度计的数学模型和刚体的运动模型,研究了采用6个加速度计设计无陀螺惯性导航系统的原理,设计了其安装配置方案和相应的导航参数解算算法,通过仿真试验验证了以加速度计为主要惯性元件构建惯性导航系统是可行的,并证明了6个加速度计是构建基于加速度计的无陀螺惯性导航系统的最小配置。
2.
The ground coordinates of 40 ground control points are available and used as check data for the results analysis under different accuracy level for global positioning system and inertial navigation systems(GPS/INS).
最后选用40个地面检测点,通过其在全球定位和惯性导航系统(GPS/INS)不同精度条件下地面点位变化来分析最终的模拟结果。
6) inertial navigation system
惯导系统;惯性导航系统
补充资料：飞机惯性导航系统
飞机惯性导航系统
aircraft inertial navigation system
feili guanxing daohang xitong飞机惯性导航系统(aireraft inertial。avi-gation system)利用惯性测量装置测量飞机的加速度和角位移(或角速度)，解算飞机速度、位置及其他导航参数的自备式导航系统。是现代飞机主要的导航设备之一。 飞机惯性导航系统通常由贯胜侧量装置、计算机、控制显示器、状态选择器等部件组成。惯性测量装置由陀螺、加速度计等敏感元件构成，用于测量飞机加速度和角位移(或角速度)。加速度信息经计算机解算得出飞机速度和位置;角位移(或角速度)信息直接从角度传感器输出，或经计算机处理后输出，得出飞机航向和姿态角。计算机还同时解算其他导航参数，并向控制显示器和有关机载设备输出所需信息。控制显示器用来显示各种导航参数，并实施对系统的操纵和控制。状态选择器用来选择系统工作状态。系统从接通电源到转人导航工作状态前，需进行初始对准，包括水平对准和方位对准，以确定系统的初始条件。初始对准的精度和所用时间直接影响系统的导航精度和准备时间。 飞机惯性导航系统按其惯性敏感元件在飞机上的安装方式可分为平台式和捷联式。在平台式系统中，惯性敏感元件安装在由框架、电子线路、力矩电机等组成的惯性平台上。平台由包括陀螺在内的伺服回路稳定，使加速度计敏感轴方向不随飞机姿态变化，其测量精度较高。但平台结构复杂，成本较高，不便于维护。在捷联式系统中，‘喷性敏感元件通过机架直接与飞机机体连接，不用惯性平台，使结构简化，体积重量减小，成本有所降低。但其加速度计敏感轴方向随飞机姿态变化，需由计算机进行坐标转换，因而对计算机速度、容量要求较高;惯性敏感元件还直接受飞机振动、冲击的影响，要求陀螺具有很宽的动态侧量范围和较高的可靠性。飞机惯性导航系统按采用的陀螺类型，可分为液浮、挠性、激光和静电陀螺型等。液浮陀螺型的精度较高，但结构和工艺较复杂，体积、重量较大，不便于维护。挠性陀螺型的结构较液浮陀螺型的简单，体积、重量较小，可靠性较高，精度中等，可满足一般使用需要。激光陀螺型的由于其陀螺动态测量范围宽而可靠性较高，一般采用捷联式结构，体积重量较小，成本较低，所需初始对准时间较短，其精度与挠性陀螺相近。静电陀螺型的精度很高，但结构复杂、加工工艺难度大、成本高、维修比较困难。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条