星上控制力矩陀螺群隔振平台的动力学特性

为能够给星上有效载荷提供一种超静环境,提出一种星上控制力矩陀螺群(CMGs,Control Moment Gyroscopes)的隔振方案,并对所使用的隔振平台的动力学特性进行研究分析.首先介绍了不同参数模型的隔振元件工作原理和参数特性;其次利用牛顿-欧拉法对含有隔振平台和CMGs的卫星进行动力学建模;最后通过频域和时域的方法分析并对比了各个参数模型下的隔振平台力衰减特性以及对星体姿态稳定度的改善程度.结果表明:两参数加调谐质量阻尼器模型下的隔振平台对共振峰值有一定的衰减作用,三参数模型下的隔振平台在力衰减和对姿态稳定度的改善程度上要明显优于其他2种模型.     

基于可靠性分析的最优冗余配置数量确定方法

针对基于传感器级冗余的捷联惯性导航系统中陀螺仪的冗余配置问题,设计了一种确定最优冗余配置陀螺仪数量的方法,综合考虑了系统的可靠性和成本代价.在各陀螺仪故障的发生为相互独立的前提下,以可靠性函数为工具,提出了确定最优冗余配置数量的性能指标.以该性能指标为依据,分析了斜置冗余配置的陀螺仪数量改变时该指标值的变化情况.结果表明:确定最优冗余配置数量的性能指标的值最大时,所对应的最优斜置冗余配置陀螺仪数量为6.     

超流体物质波干涉陀螺仪的噪声研究

 陀螺仪的精度与其噪声密切相关,为开发新型高精度的超流体物质波干涉陀螺仪,必须对其噪声进行系统研究。根据超流体陀螺噪声产生的机理,分析了该陀螺噪声的来源,并把超流体陀螺的噪声类型归纳为:热、锁定值波动、温度波动、频率波动和检测元件等。在建立了各噪声数学模型的基础上,利用超流体陀螺通用的参数,对其噪声进行了分析。分析结果表明:热噪声与陀螺的结构参数和工作参数相关,与被测角速度无关;锁定值波动噪声只与结构参数相关;其他噪声与结构参数、工作参数和被测角速度都相关;检测元件、频率波动和锁定值波动噪声是构成超流体陀螺输出噪声的主要因素;在角速度变化量的范围内,超流体陀螺的输出噪声非线性变化,在1 Hz的带宽下,其变化范围为-7到-6次方的数量级。     

利用全光纤Mach-Zehnder干涉仪对二极管激光器瞬态特性进行表征

可调谐二极管激光器在电流调谐过程中的瞬态特性,包括瞬态输出波长和线宽等光学参数,在TDLAS系统中是一个重要的参数需要进行实时准确的测定。而常规的测量方法无法同时满足高精度与高速度的要求,因此,对短光纤延迟差拍法测量TDL的动态特性进行了理论分析和实验研究,搭建测试系统,确定了光纤延迟线长度与调谐率对差拍信号纯度的影响,并分别对DFB型TDL的动态调谐特性进行了实时测量,由差拍信号得到激光器在一个电流调谐周期内对应于不同注入电流的瞬态输出波长及其线宽,即电流调谐瞬态特性。实验结果与由光谱仪测得静态特性比较后发现两者误差在0.003nm范围内,光纤延时自外差法可以对TDL瞬态特性进行快速实时而准确的监测。将其应用于TDLAS系统可提高测量精度,且可以根据监测的瞬态特性最终实现对TDL实时监控与优化。     

多环谐振微陀螺性能参数的有限元计算

多环谐振陀螺是目前最具发展前景的MEMS陀螺之一,如何快速对多环谐振陀螺进行参数优化设计成为研究热点。本文在多环谐振陀螺的基本结构的基础上,通过理论研究,发现机械灵敏度和机械热噪声的主要结构影响参数为陀螺的谐振频率、有效质量、角度增益以及品质因子。并使用COMSOL 和 MATLAB 等软件搭建了有限元计算平台,实现了对上述性能参数的有限元仿真求解,为研究环形谐振陀螺结构的性能参数和优化设计提供了有力的软件仿真工具,并且可以推广应用到研究其他陀螺器件中。     

捷联系统IMU的标定试验与数据处理

本文讲述了用精密和速率和位置转台对捷联系统ＩＭＵ进行标定的试验方法和数据处理方法。     

惯性器件结构件的材料选择

本文从惯性器件的结构设计要求出发,根据惯性器件的结构特点及使用条件的特殊性,阐述了适当选择材料应注意的特征指标参数,比较了几种常用材料的性能,介绍了新型材料——复合材料的特性及目前国内外的应用发展情况。     

基于EMD的MEMS陀螺仪随机漂移分析方法

为了抑制微机械电子系统（MEMS）陀螺仪的随机漂移，基于经验模态分解（EMD）和模态集合选择标准，结合时间序列建模滤波法，提出了一种改进的MEMS陀螺仪随机漂移分析方法。首先，通过EMD将MEMS陀螺仪原始数据分解为多个本征模态函数（IMF），利用模态集合选择标准将IMF分为噪声IMF、噪声与信号混合IMF和信号IMF三类；然后，对混合IMF进行重构、时间序列建模及自适应卡尔曼滤波（AKF）；最后，将3类信号重构，实现MEMS陀螺仪信号去噪。实验表明:所提方法有更好的去噪效果和实时性，提高了MEMS陀螺仪的使用精度。      

IN-FLIGHT ALIGNMENT OF INERTIAL NAVIGATION SYSTEM BY CELESTIAL OBSERVATION TECHNIQUE

This paper presents an in-flight alignment technique for a strapdown inertial navigation system (SINS) and employs a star pattern recognition procedure for identifying stars sensed by a CCD electrooptical star sensor.Collinearity equations are used to estimate sensor frame star coordinates and the conventional least square differential correction method is used to estimate the unknown orientation angles. A comparison of this attitude with the attitude estimated by the SINS provides axis misalignment angles. Simulations using a Kalman filter are carried out for an SINS and the system employs a local level navigation frame. The space stabilized SINS is discussed in conjunction with the celestial aiding. Based on the observation of the Kalman filter, the estimating and compensating gyro errors, as well as the position and velocity errors caused by the SINS misalignments are calibrated by celestial attitute information.