1) strapdown inertial navigation system
捷联惯性导航系统
1.
Research on Attitude Algorithm of Strapdown Inertial Navigation System;
捷联惯性导航系统的姿态算法研究
2.
Research on Transfer Alignment Technology for the Strapdown Inertial Navigation System on Moving Base;
捷联惯性导航系统动基座传递对准研究
3.
The nonlinear and linear error models of initial alignment for strapdown inertial navigation system(SINS) on stationary base were discussed,the principle of nonlinear interpolation filtering approach was analyzed,and the algorithm of nonlinear interpolation filtering for system model with additive noise was introduced,then it is applied to initial alignment for SINS on stationary base.
讨论了捷联惯性导航系统(SINS)静基座初始对准的非线性和线性误差模型,提出一种基于插值非线性滤波的SINS静基座初始对准方法。
2) SINS
[英][sin] [美][sɪn]
捷联惯性导航系统
1.
Error compensation technique for SINS with dynamically tuned gyroscope;
挠性捷联惯性导航系统误差补偿技术
2.
The real time resolving of the attitude matrix in strapdown inertial navigation system(SINS) was simulated.
从信号重构理论出发,研究了在对角速度信号进行频域连续重构的基础上进行旋转矢量解算,并对其在捷联惯性导航系统姿态矩阵实时求解中的应用进行了仿真。
3.
The robust extended H∞ filter was applied to the initial alignment of ship SINS on swaying base.
为了提高捷联惯性导航系统在舰船摇摆基座上的初始对准精度,提出应用鲁棒扩展H∞滤波器实现初始对准。
3) strapdown inertial navigation system(SINS)
捷联惯性导航系统
1.
Aiming at the error of gyro drift at every start and the slow change in the strapdown inertial navigation system(SINS),a new method for eliminating the gyro constant drift on line is proposed.
针对捷联惯性导航系统(SINS)中陀螺常值漂移存在逐次启动误差以及逐日漂移变化的问题,提出一种捷联状态下在线实时消除陀螺常值漂移的方法,通过附加一个监控陀螺,实现对SINS中导航陀螺常值漂移的在线测量与补偿。
2.
Six attitude algorithms of strapdown inertial navigation system(SINS) is analyzed including:Euler algorithm,direction cosine algorithm,trigonometric function algorithm,Rodrigues parameters algorithm,quaternion algorithm and rotation vector algorithm.
对欧拉角法、方向余弦法、三角函数法、Rodrigues参数法、四元数法和等效旋转矢量法等六种描述捷联惯性导航系统姿态的方法进行叙述和分析。
3.
The inertial concretionary coarse alignment of strapdown inertial navigation system(SINS)is proposed for the condition that the vessel moor along the dock or on the sea.
提出适合于舰船系泊、锚泊状态下的捷联惯性导航系统惯性凝固粗对准方法。
4) strap-down inertial navigation system
捷联惯性导航系统
1.
Under the condition of high dynamic angular motion or vibration environment, determining and compensating the non-commutivity vector is important to calculate the attitude matrix of strap-down inertial navigation system.
非互易向量的确定与补偿是影响高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统姿态矩阵计算的重要问题。
2.
but the capability test of the Strap-down inertial navigation systems needs these data,therefore,a design method for simulating flight track of aircraft is introduced to detect strap-down inertial navigation system.
针对捷联惯性导航系统进行测试的飞机仿真飞行轨迹的设计方法。
3.
The strap-down inertial navigation system(SINS) error of ballistic missile is generated by the mutual influence of gyroscope and accelerometer,and the transfer model is completely different from that of gimbaled INS.
弹道导弹捷联惯性导航系统(SINS)的误差是由陀螺仪和加速度计交叉影响产生的,与平台误差传播过程有本质区别,本文针对弹道导弹捷联惯性系统的实用模型开展了研究,得到了离散形式的误差传播,通过该模型建立的离散卡尔曼滤波仿真表明,模型准确地反映了捷联惯性导航系统的误差,为组合制导和提高射击精度研究提供了有利条件。
5) Strapdown Inertial Navigation System (SINS)
捷联惯性导航系统
1.
In strapdown inertial navigation system (SINS), an initial alignment Kalman filter is usually used to evaluate the misalignment angles.
捷联惯性导航系统(SINS)通常采用Kalman滤波实现初始对准。
6) laser strapdown inertial navigation system
激光捷联惯性导航系统
1.
The principle of noncommutativity errors is presented, which exists in the attitude and velocity updating algorithms of laser strapdown inertial navigation system.
针对激光捷联惯性导航系统姿态和速度算法中所引入的不可交换性误差进行了原理上的分析 ,重点分析了速度计算过程中不可交换性误差产生的原因 。
补充资料：捷联式惯性导航
惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在飞行器上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。现代电子计算机技术的迅速发展为捷联式惯性导航系统创造了条件。自50年代末人们开始研究这种新型导航系统以来，它已成功地用于导引航天器再入大气层的飞行。捷联式惯性导航系统在美国"阿波罗"号飞船上作为备用系统曾发挥了作用。70年代以来，捷联式惯性导航系统又在导弹和飞机上获得应用。
捷联式惯性导航系统 在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏，是一种自主式导航系统。捷联式惯性导航系统与平台式惯性导航系统比较有两个主要的区别：①省去了惯性平台，陀螺仪和加速度计直接安装在飞行器上，使系统体积小、重量轻、成本低、维护方便。但陀螺仪和加速度计直接承受飞行器的振动、冲击和角运动，因而会产生附加的动态误差。这对陀螺仪和加速度计就有更高的要求。②需要用计算机对加速度计测得的飞行器加速度信号进行坐标变换，再进行导航计算得出需要的导航参数（航向、地速、航行距离和地理位置等）。下图示出捷联式惯性导航系统原理框图。这种系统需要进行坐标变换，而且必须进行实时计算，因而要求计算机具有很高的运算速度和较大的容量。
捷联式惯性导航系统根据所用陀螺仪的不同分为两类：一类采用速率陀螺仪，如单自由度挠性陀螺仪、激光陀螺仪（见陀螺仪）等，它们测得的是飞行器的角速度，这种系统称为速率型捷联式惯性导航系统；另一类采用双自由度陀螺仪，如静电陀螺仪，它测得的是飞行器的角位移，这种系统称为位置型捷联式惯性导航系统。通常所说的捷联式惯性导航系统是指速率型捷联式惯性导航系统。
矩阵变换和姿态、航向信息的计算 惯性导航的实质是测出飞行器相对导航坐标系（如地理坐标系）的加速度，经过两次积分得到飞过的距离，从而确定飞行器所在的位置。在捷联式惯性导航系统中测得的是沿飞行器机体轴向的加速度，因而需要利用数学方法把机体坐标系轴向的加速度信号换算成地理坐标系轴向的加速度信号。常用的坐标换算方法有欧拉角法、方向余弦法和四元素法三种。欧拉角法用动坐标系相对参考坐标系依次绕3个不同坐标轴转动的3个角度来描述它们之间的方位关系。这 3个角度称为欧拉角。方向余弦法用动坐标系3个坐标轴和参考坐标系3个轴之间的方向余弦来描述这两个坐标系相对的方位关系。四元素法用动坐标系相对参考坐标系转动的等效转轴上的单位矢量和转动角度构成四元素来描述动坐标系相对参考坐标系的方位关系。用这三种方法都可以算出两种坐标系之间的变换矩阵，进行坐标变换并提取姿态和航向信息。
初始对准 即给定导航参数的初始值，计算初始时刻的变换矩阵。捷联式加速度计测量的重力加速度信号和捷联式陀螺仪测得的地球自转角速度信号经计算机计算即可得出初始变换矩阵。
余度配置 采用多余部件来提高系统可靠性的方法称为余度技术。在捷联式惯性导航系统中，由于惯性元件直接安装在飞行器上而有利于采用余度配置。测量飞行器沿坐标系各轴的加速度和角速度，一般只须分别沿3个坐标轴配置 3个加速度计和3个单自由度陀螺仪。但只要一个元件发生故障，系统便不能正常工作。如果在飞行器上适当配置6个加速度计和6个单自由度陀螺仪，使它们的几何位置构成斜置布局，再用计算机适当处理各元件的输出信息，那么即使有2个加速度计和2个单轴陀螺仪损坏，系统也仍能正常工作，这就使得系统的可靠性大大提高。
捷联式惯性导航系统 在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏，是一种自主式导航系统。捷联式惯性导航系统与平台式惯性导航系统比较有两个主要的区别：①省去了惯性平台，陀螺仪和加速度计直接安装在飞行器上，使系统体积小、重量轻、成本低、维护方便。但陀螺仪和加速度计直接承受飞行器的振动、冲击和角运动，因而会产生附加的动态误差。这对陀螺仪和加速度计就有更高的要求。②需要用计算机对加速度计测得的飞行器加速度信号进行坐标变换，再进行导航计算得出需要的导航参数（航向、地速、航行距离和地理位置等）。下图示出捷联式惯性导航系统原理框图。这种系统需要进行坐标变换，而且必须进行实时计算，因而要求计算机具有很高的运算速度和较大的容量。
捷联式惯性导航系统根据所用陀螺仪的不同分为两类：一类采用速率陀螺仪，如单自由度挠性陀螺仪、激光陀螺仪（见陀螺仪）等，它们测得的是飞行器的角速度，这种系统称为速率型捷联式惯性导航系统；另一类采用双自由度陀螺仪，如静电陀螺仪，它测得的是飞行器的角位移，这种系统称为位置型捷联式惯性导航系统。通常所说的捷联式惯性导航系统是指速率型捷联式惯性导航系统。
矩阵变换和姿态、航向信息的计算 惯性导航的实质是测出飞行器相对导航坐标系（如地理坐标系）的加速度，经过两次积分得到飞过的距离，从而确定飞行器所在的位置。在捷联式惯性导航系统中测得的是沿飞行器机体轴向的加速度，因而需要利用数学方法把机体坐标系轴向的加速度信号换算成地理坐标系轴向的加速度信号。常用的坐标换算方法有欧拉角法、方向余弦法和四元素法三种。欧拉角法用动坐标系相对参考坐标系依次绕3个不同坐标轴转动的3个角度来描述它们之间的方位关系。这 3个角度称为欧拉角。方向余弦法用动坐标系3个坐标轴和参考坐标系3个轴之间的方向余弦来描述这两个坐标系相对的方位关系。四元素法用动坐标系相对参考坐标系转动的等效转轴上的单位矢量和转动角度构成四元素来描述动坐标系相对参考坐标系的方位关系。用这三种方法都可以算出两种坐标系之间的变换矩阵，进行坐标变换并提取姿态和航向信息。
初始对准 即给定导航参数的初始值，计算初始时刻的变换矩阵。捷联式加速度计测量的重力加速度信号和捷联式陀螺仪测得的地球自转角速度信号经计算机计算即可得出初始变换矩阵。
余度配置 采用多余部件来提高系统可靠性的方法称为余度技术。在捷联式惯性导航系统中，由于惯性元件直接安装在飞行器上而有利于采用余度配置。测量飞行器沿坐标系各轴的加速度和角速度，一般只须分别沿3个坐标轴配置 3个加速度计和3个单自由度陀螺仪。但只要一个元件发生故障，系统便不能正常工作。如果在飞行器上适当配置6个加速度计和6个单自由度陀螺仪，使它们的几何位置构成斜置布局，再用计算机适当处理各元件的输出信息，那么即使有2个加速度计和2个单轴陀螺仪损坏，系统也仍能正常工作，这就使得系统的可靠性大大提高。
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