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1)  strapdown seeker
捷联导引头
1.
Development of Decoupling System of Strapdown Seeker;
捷联导引头解耦系统的研制
2.
The output of strapdown seeker is not appropriate to be directly used in the control system of the missile,for it couples with the missile body angular motion.
捷联导引头输出的信号中耦合有弹体姿态角运动信号,不宜直接用于弹体控制。
3.
The error relation between three-axis motion simulator is discussed,target motion simulation and seeker in the strapdown seeker-in-the-loop simulation test are analysed.
针对捷联导引头参试的半实物仿真试验,就导弹的运动模拟精度和目标运动模拟精度对导引头视线角速度测量的影响进行了分析;分析结果表明,三轴转台的误差和目标运动模拟的误差直接引入到导引头的测量输出,但采取不同的试验方法,仿真设备的误差引入不同。
2)  strap-down seeker
捷联导引头
1.
According to the characteristics of strap-down imaging seeker and impulse jet control system,a high performance,simple and effective terminal guidance method by using the measurement information of strap-down seeker on the basis of the concept of zero effort miss(ZEM) was presented,which utilizes angle information measurement from the seeker directly.
根据弹载捷联成像导引头和脉冲发动机控制系统的特点,设计了一种基于零效脱靶量概念的直接利用捷联导引头测量信息的末制导方法。
2.
Strap-down seeker\'s detecting information is coupled with missile attitude information,hence it can\'t be used for proportional navigation directly.
捷联导引头测量信息中耦合有弹体姿态信息不能直接被比例导引所用。
3)  strapdown optical seeker
捷联式光学导引头
4)  Strapdown Guidance System
捷联导引系统
1.
Investigation on Design of Homing Missile Strapdown Guidance System Based on Proportional Navigation Laws;
自寻的导弹捷联导引系统实现比例导引设计与研究
5)  SINS [英][sin]  [美][sɪn]
捷联惯导
1.
Research of SINS Moving Base Transfer Alignment Based on Hybrid Annealed Particle Filter;
基于混合退火粒子的捷联惯导动基座传递对准
2.
Design and simulation on SINS self-alignment for carrier born aircraft;
舰载机捷联惯导自对准方案设计与仿真
3.
Research on Measurement Error of the SINS s Accelerator;
捷联惯导的加速度计测量误差研究
6)  strapdown inertial navigation system
捷联惯导
1.
The results indicate that this method can effectively achieve the initial alignment of the strapdown inertial navigation system and the method can not only satisfy the alignment precision,but also greatly reduce the alignment time compared with the traditional method.
文中提出一种基于线性最优控制理论的捷联惯导系统初始对准方法,并完成了理论分析、设计和仿真,结果表明该方法能够有效地完成捷联惯导系统的初始对准,相对于传统方法在满足对准精度的同时可以大大缩短对准的时间,即便是存在较大失准角(小于10°),仍可以在几秒钟内收敛。
2.
Using Eulerian angle information in rudder-control-loop is a general method in the strapdown inertial navigation system(SINS) of aerocraft.
在舵偏控制回路中使用欧拉角姿态信息,是现有飞行器捷联惯导系统普遍采用的方法。
3.
Based on error analysis, the influence of error sources on strapdown inertial navigation systems is discussed.
通过误差分析 ,讨论了各种误差源对捷联惯导系统的影响 。
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。
  

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参考词条