GPS/SINS全组合导航系统的姿态组合算法

利用卡尔曼滤波的GPS/SINS全组合导航系统中,将IMU量测的平台误差角简单的近似为姿态误差角,会带来较大的数学模型误差。文章通过分析姿态组合算法中平台误差角与姿态误差角物理意义的不同,得到了二者相互转换的关系式;从实际应用的角度出发,采用对观测向量预处理的方法,对姿态组合算法进行了改进,从而消除了数学模型误差,并且很容易进行工程实现。仿真结果表明使用改进后的姿态组合算法能够有效的提高全组合导航系统的精度。     

ATS中的仪器可互换技术

仪器可互换技术是ATS(Auto Test System)的发展方向,当前仪器可互换功能的实现包括基于SCPI、IVI、COM、ATLAS等几种方法。讨论了基于SCPI和基于COM技术的仪器可互换系统的仪器可互换基本原理,并详细讨论了基于动态链接库显式链接技术的仪器可互换系统的体系结构和仪器可互换原理。     

捷联惯导系统最简多位置解析对准

传统的多位置解析对准方法一般要求将捷联惯导系统(SINS)安装在一个伺服平台上并绕天向轴旋转90°或180°,这对工程带来不便,且伺服平台的精度会影响多位置解析对准的精度.针对这一问题,提出最简多位置解析对准方法,指出任意两位置是实现SINS多位置解析对准所需的最小条件,即通常理论上任意两位置可解算出惯性测量单元(IMU)的常值偏置,给出了计算方法,并通过仿真实例加以说明和验证,可以作为一种简易初始对准或现场标定方法.另外通过解析方法指出在特殊姿态下,某单一轴向的加速度计常值偏置或陀螺常值漂移可以直接被较好地估计出来,结论可用于进一步改进多位置对准方法.      

Thermosphere density and wind measurements in the equatorial region using a constellation of drag balance nanospacecraft

A mission for in situ thermosphere density and winds measurement is described, based on nanospacecraft equipped with a drag balance instrument (DBI) and a GPS receiver. The mission is based on nanosatellite clusters deployed in three orbital planes. In this study, clusters of 10 nanospacecraft are considered, leading to a mission based on a total of 30 nanospacecraft. The geometry analyzed is a symmetrical one, including an equatorial orbit and two orbits with the same inclination and opposing ascending nodes. The main idea is that, by combining the accurate information on the satellite inertial position and velocity provided by the GPS receiver and the drag acceleration intensity provided by the DBI, due to the orbits’ geometrical configuration, both atmospheric drag and wind can be resolved in a region close to the orbit nodes. Exploiting the Earth oblateness effect, a complete scan of the equatorial regions can be accomplished in the short mission lifetime typical of very low Earth orbit satellites, even in high solar activity peaks, when the expected nanospacecraft lifetime is about 40 days.     

单星修正惯导系统初始定位定向误差原理

本文对利用单星信息修正惯导系统初始定位定向误差的方法进行分析,从几何角度说明其基本工作原理。并指出应用这种方法的特定情况和所需条件。     

基于计算机控制的转速调节放大器自动测试仪设计

介绍了旋翼转速放大器自动测试仪的硬件设计和软件设计方法,给出了测试仪的硬件及软件组成和设计中的关键技术。该测试仪可方便实现对旋翼转速放大器的检测,具有一定的军事和经济效益。     

基于VC++/GL Studio的通用飞行组合虚拟仪表设计及实现

为了满足某无人机半实物仿真系统视景显示需要,针对视景界面复杂、显示数据种类多、实时性和流畅性要求高的特点,设计了基于GL Studio的组合虚拟仪表界面。详细介绍了组合虚拟仪表设计和实现过程,并通过VC++平台实现了网络通信和数据驱动仪表显示功能。仿真系统实际应用表明:该飞行组合仪表工作性能可靠,人机界面友好,具有良好的可重构性,满足不同无人机飞行仿真系统和飞行训练系统使用需求。     

单动调式陀螺寻北系统及其转位方案

瞄准线稳定系统和自寻北定向系统对于坦克等陆地战车是非常重要的。文中针对目前大多数战车都装有瞄准线稳定系统的这一情况 ,在原有稳瞄平台的基础上 ,增设加速度计等相应设备 ,并加以计算机控制。由于辅加的加速度计和原系统中的陀螺仪分别可感测重力加速度和地球自转角速度 ,从而就可进行水平调平和方位的解算 ,使得系统同时具有稳定跟踪功能与寻北定向功能 ,构成组合平台。文中采用了双位置寻北解算方位角 ,着重讨论了单动调式陀螺所构成的寻北系统及其特征 ,并分析制定了转位的控制方案。仿真表明 ,该方案是可行的。     

多弱连接扇形超流体干涉栅陀螺的性能分析

针对传统超流体干涉栅陀螺中梯度热相位的引入使得角速度信息被无用信息淹没而不易提取的突出问题,提出了一种无梯度热相位的多弱连接扇形超流体干涉栅陀螺结构,并对该陀螺的精度和灵敏度性能进行了深入的研究。首先在明晰了干涉栅结构中梯度热相位形成机理的基础上,设计了无梯度热相位且相邻干涉环路面积相等的新型干涉栅陀螺结构。其次建立了该陀螺的数学模型,验证了陀螺敏感角速度的过程。最后对该系统的角速度检测范围和灵敏度进行了深入分析,探究了敏感面积、薄膜面积、约瑟夫森频率、微孔数目和弱连接数对超流体干涉栅陀螺检测角速度的影响,通过仿真对比分析,验证了该结构陀螺的超高精度、超高灵敏度性能。     

智能PID调节器

介绍一种智能化ＰＩＤ调节器，它以ＭＣＳ－５１系列的８０３１单片机为处理器，配合其他外围芯片（如ＲＡＭ，ＥＰＲＯＭ，ＤＡＣ和ＡＤＣ等）构成。该调节器外部接口简单，实现了模拟量的直接输入和输出，可以方便地和各类模拟的检测和控制仪表相配合，组成不同的过程控制系统。调节器的于ＰＩＤ算法采用的是变速积分的ＰＩＤ位置算式，有效地消除了一般ＰＩＤ算法中出现的诸如快速性、积分饱和、振荡剧烈等问题，调节效果较好。本调节器操作方便、显示直观、工作可靠、精度高。本文介绍了该系统的硬件和软件的设计。