角速率

摘要： 为利用外测数据计算捷联惯性导航系统(SINS)姿态参数,建立了利用飞行器上3个点的体坐标系位置参数和参考系外测位置、速度参数求解SINS姿态参数的2种方法。首先把点坐标参数转化基线;然后给出外测求解欧拉角定义,最后给出2种方法计算SINS欧拉角及其变化率、体坐标系相对参考系的角速率、坐标转换矩阵及其导数形式和陀螺仪测量的角速率。利用飞行数据建立仿真数据,验证了2种方法一致性并给出了算法逼近精度。仿真发现,方法一中滚动通道的计算逼近精度较差。误差传递公式和蒙特卡洛的仿真结果显示:姿态参数的标准差与基线比例系数间存在线性关系;当基线夹角为90°时,各个姿态参数的直线斜率和直线拟合残差标准差接近;基线夹角越接近90°,姿态标准差斜率越小。

摘要： 设计了利用自校准编码器和环形激光陀螺仪对转台角度和角速率进行测量的系统,可以实现单周范围转台角位置以及角速率的测量及数据采集。利用自校准编码器和环形激光陀螺仪搭建了试验平台,实现对转台运动状态进行监测,对采集数据进行分析解算得到角位置及角速率信息。通过在不同转速下实验,计算得到了一系列转台单周范围内角位置以及角速率偏差曲线及其傅里叶变换分析结果。

摘要： 设计了利用自校准编码器和环形激光陀螺仪对转台角度和角速率进行测量的系统,可以实现单周范围转台角位置以及角速率的测量及数据采集.利用自校准编码器和环形激光陀螺仪搭建了试验平台,实现对转台运动状态进行监测,对采集数据进行分析解算得到角位置及角速率信息.通过在不同转速下实验,计算得到了一系列转台单周范围内角位置以及角速率偏差曲线及其傅里叶变换分析结果.

摘要： 目前单兵使用筒式发射弹药大都基于前置法提高命中概率,依赖于射手对目标运动信息的估计.目标运动信息主要包括目标相对于射手横向运动的角速率和偏航角,以及目标在弹目连线方向(径向)上的速度.据此提出一种利用固定在发射筒上的MIMU实时测量目标运动信息的方案,使用卡尔曼滤波算法去除传感器数据中的噪声,使用等效旋转矢量法进行姿态解算得到姿态角.设计了试验样机,通过试验验证了方案的可行性,试验结果显示,在5°和28°发射角情况下,目标运动横向角速率最大偏差分别为0.0015(°)/s和0.0025(°)/s,从而使得射手能够精确获取目标运动信息,进而提高射击精度并减轻操作负担.

摘要： 提出一种惯性传感器组件量程及频率特性测试系统设计.该系统基于单轴转台的运动模式控制,建立角速率和加速度通道量程及频率特性的测试条件,实现对角速率和加速度传感器或组件的量程及频率特性测试.该设计的关键是分析角振动数学模型,获得系统运动模式控制参数函数,控制转台输出等角速率和等加速度正弦振荡扫频角振动.通过理论分析和实验数据处理表明,该系统能过实现角速率和加速度通道的量程及频率特性测试.

摘要： 设计了一种由圆光栅、读数头、细分电路、信号采集系统和专用检定工装构成的检定装置,实现了双轴速率位置转台角速率误差检定.设计了龙门滑轨式双读数头调整支架,采用两路光栅圆周对径安装的方式,解决了检定过程中圆光栅环安装偏心引入误差大的难题;采用莫尔条纹细分技术设计了光栅测角信号采集及处理电路,降低了光栅测量细分误差;研制可调式专用芯轴等检定工装,简化了测角系统和被测转台的装配工艺,提高了检定工作效率.

摘要： Based on the aerodynamic characteristics of submunition which tested in wind tunnel during its empennage expansion process, and the measured time of different expansion position caused by the drive force, the impact of initial angular velocity derived from submunition’s ejection on angle of attack is analyzed. Thus with the limitation of angle of attack during flight, that of submunition’s initial angular velocity can also be settled. The expanding time of submunition’s empennages in the limit velocity targeting test is analyzed, it shows that the requirement of initial angular velocity of submunition’s ejection could be further relaxed. The results are of vital importance for attitude adjustment of the submunition ejection design.%利用子弹尾翼展开过程风洞试验气动特性和尾翼在驱动力作用下在不同张开位置对应时间的测量结果，分析研究子弹抛撒引起的初始角速率对飞行攻角的影响；根据子弹飞行过程中最大攻角限制，确定子弹抛撒初始角速率控制范围。子弹抛撒初始角速率要求可进一步放宽，研究结果对子母弹药子弹抛撒设计中姿态调整具有现实意义。

摘要： 针对目前武器弹药研究领域对高旋弹角速率测量范围宽、测量精度高的需求,提出了一种基于电磁感应原理的角速率参数测量方法,并设计了相应的传感器.利用现场可编程门阵列(FPGA)作为控制核心,构建角速率频率跟踪测量模型,实现对弹体角速率参数的测量,并采用周期清零的方式消除测量过程中的累积误差.仿真试验结果表明:该测量方法能够实现大动态范围1 ～ 100 rps的角速率测量,测量误差小于0.3％,满足高旋弹大转速、高精度的测量要求,在姿态测量和空间导航等领域具有一定的工程应用价值.

摘要： 本文以Christoffel方程和Coulomb定理电学方程为基础，结合压电方程，研究了声表面波角速率传感器的工作原理，利用MATLAB语言编制了数值求解的程序求解包含哥氏力的波动方程，对声表面波器件所常用的三种压电材料：XY112°-LiTaO，、YZ128°-LiNbO3和ST-SiO2进行了数值计算，分别得到了它们波速相对偏移量分別为△V/V=1.11ppm/r/s，△V/V=0.91pprm/r/s，△V/V=0.75ppm/r/s。由于△V/V=△f/f,因此可以得到相对频率偏移量为△f/f=1.01ppm/r/s,△f/f=0.91ppm/r/s,△f/f0.75ppm/r/s。研究表明：使用XY112°-LiTaO3，作为声表面波角速率传感器的基底材料，可以得到较高的灵敏度及较好的分辨率。

摘要： 捷联惯导系统在角速率输入条件下，基于角增量的圆锥误差补偿算法性能明显降低，针对这一问题，提出了基于当前角速率、角增量和前次角增量信息的改进网锥误差补偿算法，分析了纯网锥运动环境下的算法误差和计算效率。对纯圆锥运动的仿真结果表明，该类算法能很好地降低圆锥误差，且计算量少，适合工程应用。

摘要： 单框架磁悬浮控制力矩陀螺由磁悬浮高速飞轮转子、支撑内转子的框架和框架伺服系统等组成,是航天器快速姿态控制与机动的新型空间执行机构.由于动框架效应,飞轮转子与定子会产生附加的相对运动,导致转子位移的跳动量显著增大;框架转动输出陀螺力矩反作用于飞轮转子会导致磁轴承径向载荷和控制电流发生改变.为抑制动框架效应对磁浮转子的影响,在分析力矩输出时高速磁浮转子受力特性的基础上,采用角速率前馈控制策略实现对动框架效应引发的力矩扰动的有效抑制,并在自研的75Nms立式小型磁悬浮控制力矩陀螺上进行了整机输出特性测试.试验结果表明:该方法能在保证磁浮转子高速稳定性的情况下有效抑制动框架效应,满足整机力矩输出的要求.

摘要： 在武器测试领域,被试品飞行时的角速率是十分关键的测试参量,为了解决高转速武器及弹药角速率测试的问题,本文拟采用一种新型微机械陀螺仪设计一款具有大量程、抗高过载、耐强冲击等特点的小型弹载转速测试器件.

摘要： 光电跟踪平台是安装在强5uN飞机上的一套光电跟踪、瞄准、测量系统,用于飞行时对地面目标的搜索和自动跟踪,为火控系统提供相对载机的瞄准线角位置/角速率信息,为瞄准、投放激光制导炸弹等武器提供条件.而角速率精度是“光电平台跟踪器”的重要跟踪性能指标,因此角速率精度的检测是不可缺少的重要内容,要实现其检测就必须进行光电侦察平台相对载机的坐标变换.

摘要： 本文概述了微角速度传感器(micro angular velocity sensor)的性能指标，如角速率偏置、角速率随机游走、角速率非线性等.详细地介绍了角速度传感器性能指标的测试方法，并以微角速度传感器和微加速度传感器组成的微惯性测量装置(Micro Inertial Measurement Unit)为实验对象，给出了用本文所提出的测试方法计算所得的实验结果.

摘要： 设计了一种适用于某微型飞行器的机载数据记录仪,详细介绍了其硬件原理、接口电路和软件设计等各方面内容.该系统采用PIC18F242单片机实时采集和存储微型飞行器遥控指令以及角速率与加速度信息,采样频率可达到25Hz,同时,在设计中采用MEMS器件和市场上能得到的小型贴片封装器件,使该数据记录仪具有体积小、重量轻和集成度高的特点,满足微型飞行器有效载荷的要求,为微型飞行器的自主控制研究提供了有力的技术准备.

摘要： 本文介绍一种超低速转速标准转台装置.该装置是为了对我国目前使用中的转台设备校准提供角速率基准和角位置定位基准,建立国防计量最高标准而研制的.文中将介绍标准转台的结构组成,控制和测量系统的设计以及典型速率段的测量结果.

摘要： 一种微机电陀螺仪包括：衬底；固定到衬底的定子感测结构；第一质量块，其被弹性地耦合到衬底并可以相对于衬底在第一方向上移动；第二质量块，其被弹性地耦合到第一质量块并且可以相对于第一质量块在第二方向上移动；以及弹性约束到第二质量块和衬底并被电容耦合到定子感测结构的第三质量块，第三质量块可以相对于衬底在第二方向上以及相对于第二质量块在第一方向上移动。

摘要： 一种微机电陀螺仪包括：衬底；固定到衬底的定子感测结构；第一质量块，其被弹性地耦合到衬底并可以相对于衬底在第一方向上移动；第二质量块，其被弹性地耦合到第一质量块并且可以相对于第一质量块在第二方向上移动；以及弹性约束到第二质量块和衬底并被电容耦合到定子感测结构的第三质量块，第三质量块可以相对于衬底在第二方向上以及相对于第二质量块在第一方向上移动。

摘要： 一种微机电陀螺仪包括：衬底；固定到衬底的定子感测结构；第一质量块，其被弹性地耦合到衬底并可以相对于衬底在第一方向上移动；第二质量块，其被弹性地耦合到第一质量块并且可以相对于第一质量块在第二方向上移动；以及弹性约束到第二质量块和衬底并被电容耦合到定子感测结构的第三质量块，第三质量块可以相对于衬底在第二方向上以及相对于第二质量块在第一方向上移动。

摘要： 本发明提供陀螺角速率随机游走和速率斜坡系数的计算方法，包含步骤：S1、在星上计算航天器本体相对于基准系的基准系三轴角速度；S2、基于所述基准系三轴角速度生成三轴陀螺角速度积分值并遥测下传至地面；S3、基于所述三轴陀螺角速度积分值计算航天器三轴Allan方差，分别对所述三轴的Allan方差进行拟合，得到航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数。本发明中在星上计算每个积分周期末节拍的三轴陀螺角速度积分值并下传至地面，大大减少了地面的数据处理量，且计算得到的航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数满足高精度需求。

摘要： 本发明是关于一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域，该方法包括以下步骤：根据当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；根据攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；根据攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用攻角跟踪控制信号控制飞行器的稳定。该方法可以通过控制飞行器的姿态角速率以及攻角来增加飞行器的稳定性。

摘要： 本发明提供陀螺角速率随机游走和速率斜坡系数的计算方法，包含步骤：S1、在星上计算航天器本体相对于基准系的基准系三轴角速度；S2、基于所述基准系三轴角速度生成三轴陀螺角速度积分值并遥测下传至地面；S3、基于所述三轴陀螺角速度积分值计算航天器三轴Allan方差，分别对所述三轴的Allan方差进行拟合，得到航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数。本发明中在星上计算每个积分周期末节拍的三轴陀螺角速度积分值并下传至地面，大大减少了地面的数据处理量，且计算得到的航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数满足高精度需求。

摘要： 本发明是关于一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域，该方法包括以下步骤：根据当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；根据攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；根据攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用攻角跟踪控制信号控制飞行器的稳定。该方法可以通过控制飞行器的姿态角速率以及攻角来增加飞行器的稳定性。

摘要： 本发明是关于采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域。该方法首先采用侧滑角传感器测量飞行器的侧滑角，并与侧滑角指令信号进行比较得到侧滑角误差信号，再进行非线性积分与微分变换，组成初步综合信号。其次由速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，与非线性差分信号，侧滑角误差信号等组合，构造系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号，最终综合不确定性的估计信号，组成航向综合信号，输送给飞行器偏航舵，使得飞行器偏航通道跟踪给定的侧滑角指令信号。该方法能够有效估计飞行器偏航通道控制系统的不确定性，从而提高侧滑角控制的精度。

摘要： 本发明公开了一种基于鲁棒伺服控制理论的“角速率加融合爬升角”的火箭助推式发射控制方法。和基于俯仰角的姿态控制方法相比，该方法在某靶机发射过程中采用了角速率控制的控制方法，该方法可加快发射过程中对不利扰动抑制的响应速度，提高系统抵抗外界不确定干扰的能力，保证靶机安全发射起飞；另外基于角速率控制的控制方法，极大的降低靶机的硬件生产成本，同时可改善火箭助推发射的成功率和可靠性。

摘要： 一种通过振梁运动引起电容内静电电荷变化计算出运动角速率的速率闭环振梁式角速率传感器，其敏感器件为用钢丝悬吊在基座中的振梁及其控制电路，在振梁及基座的内壁有一一对应的电极片，构成了驱动电容C