速率陀螺在船载地平式电视跟踪仪视轴稳定中的应用

利用速率陀螺稳定运动基座上的测量系统是目前常采用的一种方法.不同安装方式的速率陀螺,其敏感轴上测到的角速度不同,从而决定了获取基座运动对测量系统的速度扰动量的计算方法.结合速率陀螺在船载地平式电视跟踪仪上的应用,归纳了速率陀螺的几种安装方式,并在实用中达到了预期的稳定效果.     

压电振动技术在液浮火控计算陀螺中的应用

单自由度液浮火控计算陀螺,在前置跟踪火控系统中承担实现系统阻尼,测量本机角速度和完成前置角主项解算任务。具有耐冲击,抗振动等优点。但是,由于系统所要求的阻尼是通过计算陀螺的高粘度浮油来实现的,而高粘度浮油的粘住力矩较大,润滑特性较差,因而充油后导致陀螺输出轴上摩擦力矩增大。例如我们七十年代研制的液浮计算陀螺,充高粘度硅油后输出轴上摩擦力矩普遍增大,违背了一般液浮陀螺的规律。输出轴上摩擦力矩增大,不但限制了计算陀螺的最小敏感角速度W_(min),而且造成停滞角△β增大,占去了系统的大部分误差。关于这两个问题,可以通过单自由度液浮计算陀螺的运动方程和静态方程来说明。由于工作转角β很小,其简化运动方程式为:     

压电振动微机械陀螺研究

本文介绍了一种新型的压电振动微机械陀螺，与其它大多数压电陀螺不同，它不需要弹性元件，由压电材料本身构成振子完成陀螺功能，由ＰＺＴ薄膜材料做成的平板沿厚度方向极化并受电激励产生厚度伸缩振动，当一输入角速度作用于振子，根据哥氏效应，则在极化轴和输入角速度轴组成的闰面垂直方向上产生一正比于输入的速度大小的感应电压，它是一种双轴陀螺，本文给出了它的物理模型，并用ＰＺＴ陶瓷晶体做了宏观模拟实验，实验结果与理     

红外稳定平台装调误差对视线角速度的影响分析

框架式稳定平台中的装调误差影响视线角速度的测量精度。给出了框架轴系偏差的数学描述,在此基础上研究了轴系偏差和陀螺敏感轴交叉耦合情况下三自由度框架式红外稳定平台对视线角速度的计算方法。并比较了这两类装调误差对视线角速度测量精度影响的大小。仿真结果表明,通过对装调误差补偿,视线角速度的测量精度可显著改善。所得结果对新型框架式稳定平台系统的误差指标分配具有重要的参考价值。     

旋转式硅微机械陀螺的研究

分析了旋转式硅微机械陀螺的工作原理，建立了该陀螺的数学模型，设计了其敏感结构，计算了陀螺振动元件三个轴向的转动惯量、弹性支撑梁扭转刚度、振动元件角振动阻尼系数等动力学参数，计算分析了陀螺的电容敏感特性。对制作的陀螺进行性能测试的结果表明，该陀螺利用旋转载体自身的旋转角速度作为驱动，从而说明敏感载体的俯仰（或横滚）角速度原理正确，并且理论和试验都说明，当载体自旋角速度不同时，陀螺输出信号的比例系数也不同。     

液悬浮转子微陀螺的磁场建模研究

液悬浮转子式微机械陀螺的高精度、双轴角速度和二轴加速度测量特性,相比传统陀螺有着独特的优势,在军事和民用领域均有一定应用,本文基于实现对液悬浮转子式微机械陀螺结构优化的目的,探求其磁场力随着结构的变化的规律,对该类机械陀螺结构进行建模,并对其磁场力进行数值仿真处理。结果表明,随着半径从7 mm增加至11 mm,陀螺受力及对应力矩呈指数增长。     

电容式z轴微机械陀螺的噪声抑制

将z轴微机械陀螺两个模态的机械噪声效应等效为各自在单位噪声力作用下的振动,根据陀螺的工作原理得到两个噪声力作用下陀螺敏感模态的机械输出噪声。建立了包含运放和电路板非理想因素在内的接口电路的噪声模型。结合机械噪声模型和接口电路模型噪声,建立了包括结构参数和电路最小检测电容量在内的陀螺的噪声等效输入角速度模型,为陀螺的设计优化提供了参考。分析了结构参数对陀螺等效输入角速度噪声影响,并采用两个参数不同的电容式z轴微机械陀螺进行了实验。结果表明,通过结构参数的调整,将电容式z轴微机械陀螺的输出噪声从414μV/Hz降低至235μV/Hz。     

挠性陀螺测量飞机角速度

本文介绍动力调谐挠性陀螺工作原理,结合使用情况论证挠性陀螺测量飞机角速度的优越性,以及存在问题和可靠性措施。     

一种基于双轴位置转台的现场标定方法

针对激光陀螺捷联惯性测量单元(LSIMU)的系数会随时间变化的问题,基于双轴位置转台提出一种激光陀螺的现场标定新方法。该方法在3个位置对激光陀螺进行标定,根据其标定模型建立9个方程,通过正反旋转消除地球自转角速度在非转动轴上的影响,以及常值漂移在各个输出轴上的影响,最后求解出激光陀螺的标度因数和安装误差。实验结果表明,该方法可在缺乏高精度速率转台的条件下完成激光陀螺的标定,其精度与传统实验方法精度相当,缩短了标定时间。     

零刚度弹性梁旋转式陀螺研究

设计并制作了在零扭转刚度条件下的一种用于旋转体偏航角速率测量的陀螺。分析该陀螺工作原理,建立该陀螺的数学模型,设计和制作了零扭转刚度陀螺的敏感结构。利用交流电桥提取电容变化信号,进而实现对旋转体偏航角速度的测量。在旋转体自旋角速度不同的情况下,对陀螺输出信号进行测量,分别得到载体的旋转速率φ=10×2πrad/s时,比例系数K=20.96 mV/[(°)·s-1];φ=12×2πrad/s时,K=21.12 mV/[(°)·s-1],φ=14×2πrad/s时,K=21.10 mV/[(°)·s-1]。理论研究和性能测试表明,在陀螺振动元件的弹性梁扭转刚度为0时,陀螺输出信号的大小只与偏航角速度Ω有关,与载体旋转角速率φ无关。     

旋转式硅微机械陀螺的研究

分析了旋转式硅微机械陀螺的工作原理,建立了该陀螺的数学模型,设计了其敏感结构,计算了陀螺振动元件三个轴向的转动惯量、弹性支撑梁扭转刚度、振动元件角振动阻尼系数等动力学参数,计算分析了陀螺的电容敏感特性.对制作的陀螺进行性能测试的结果表明,该陀螺利用旋转载体自身的旋转角速度作为驱动,从而说明敏感载体的俯仰(或横滚)角速度原理正确,并且理论和试验都说明,当载体自旋角速度不同时,陀螺输出信号的比例系数也不同.     

旋转式硅微机械陀螺的研究

分析了旋转式硅微机械陀螺的工作原理,建立了该陀螺的数学模型,设计了其敏感结构,计算了陀螺振动元件三个轴向的转动惯量、弹性支撑梁扭转刚度、振动元件角振动阻尼系数等动力学参数,计算分析了陀螺的电容敏感特性。对制作的陀螺进行性能测试的结果表明,该陀螺利用旋转载体自身的旋转角速度作为驱动,从而说明敏感载体的俯仰(或横滚)角速度原理正确,并且理论和试验都说明,当载体自旋角速度不同时,陀螺输出信号的比例系数也不同。     

激光陀螺捷联惯性导航系统IMU误差标定

针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量：静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。     

利用旋转载体自身角速度驱动的硅微机械陀螺

提出了一种利用旋转载体自身角速度驱动的硅微机械陀螺的结构原理，建立了这种陀螺的数学模型并分析计算了该陀螺的结构动力学参数。理论研究和计算机模拟表明，利用旋转载体自身角速度驱动的硅微机械陀螺结构原理正确。     

一种面向机动的航姿测量系统设计

针对飞行器长时间飞行时, 低精度陀螺、加速度计和磁强计组成的航姿系统容易受到运动加速度的影响而导致姿态精度较低, 甚至发散的问题, 将载体机动加速度描述为当前统计模型, 将目前常用的6状态无迹卡尔曼滤波扩展为9状态, 其状态变量包括3个修正罗德里格参数、三轴陀螺零偏误差和三轴载体机动加速度, 量测量为三轴加速度计输出和三轴磁强计输出。实验结果表明, 当飞行器长时间机动飞行时, 9状态无迹卡尔曼滤波可以估计载体的机动加速度, 保证姿态测量精度。     

微型气流陀螺敏感机理的有限元分析

根据计算敏感元件内的流场分布解释微型气流陀螺的敏感机理。利用ANSYS-FLOTRANCFD软件，根据陀螺实际尺寸进行建模求解，计算出在不同输入角速度时二维腔体中气体的流场及分布。计算结果表明，陀螺静止时两热电阻丝处气流速度相等，电流相等，输出电压为零；有角速度输入时，电阻丝气流速度不同，输出一个与角速度成比例的电压。     

微小型无人机全姿态增稳控制系统的设计与实现

针对传统微小型无人机在飞行过程中存在的稳定性问题,指出影响稳定的因素。提出一种基于三轴陀螺和倾角传感器构成全姿态增稳控制系统的设计方案,采用EWTS82三轴陀螺和SCA100T双轴传感器组成姿态增稳硬件控制,结合软件增稳控制,成功应用到某型微小型无人机上。大量的试飞结果表明,基于三轴陀螺和倾角传感器构成的姿态增稳控制系统优于传统的测量单元,有很好的应用价值。     

基于灰色预测理论的NGIMU角速度误差补偿方法

无陀螺惯性测量技术是利用加速度计代替传统的陀螺,构成无陀螺惯性测量组合(NGIMU)实现制导的.针对NGIMU中加速度计安装存在位置偏差和角度偏差的实际情况,基于灰色预测理论,提出了一种角速度误差补偿算法.算法利用加速度计的输出得到了上述情况下的角速度误差补偿公式,在传统算法中采用灰色预测方法对角速度进行补偿.最后基于提出的一种九加速度计NGIMU配置方案,组建了实验系统,进行了角度测试实验.实验结果验证了方案的可行性,同时在测试角度为±100°时,经算法补偿后测试精度可提高3°~4°.     

晃动基座下的SINS初始对准方法研究

晃动基座条件下陀螺和加速度计测量的地球自转角速度和重力加速度受到了摇摆晃动的干扰，无法根据陀螺和加速度计的输出直接获得初始姿态矩阵。针对这一问题，采用一种基于重力加速度的对准方法，通过静基座和晃动基座的对准试验验证了基于重力加速度对准算法的有效性，证明了该方法具有一定的工程应用价值。     

一种新的6轴冷原子干涉仪惯性测量方法

为乐同时检测载体的3轴加速度和角速度,提出了一种测量6轴惯性参数的冷原子干涉实现方案.该方案通过对两束对射的冷原子施加多束不同类型和方向的空间域Raman脉冲,使冷原子适当的分柬合束,构造出多个有效干涉平面指向不同轴的子干涉仪.推导了各个干涉仪的干涉相位差与对应的惯性参数的关系,给出了通过干涉相位差得到各个轴的加速度和角速度的原理.在前面5个轴惯性参数测量的基础上,提出采用与x,y轴成45°脉冲实现对x轴加速度的测量.通过对干涉仪的分束、构造和干涉测量的各个过程理论分析表明,所提出实现方案能够实现对3轴加速度和角速度的测量.