惯性系

摘要： 针对扰动线运动对惯性系粗对准精度影响较大的问题,通过分析惯性体坐标系下重力加速度积分矢量的物理含义,给出了受扰动线运动影响的惯性系粗对准的误差分析。并在此基础上提出了基于位移积分矢量构造定姿矢量矩阵的抗扰动粗对准算法,利用对速度积分矢量进一步积分得到的3个时间点的位移积分矢量构建姿态解算矩阵,抑制扰动线运动对粗对准精度的影响。仿真结果表明,该算法可有效减小扰动线运动影响下的对准结果振动幅值,能够快速收敛到满足精对准使用的精度范围,从而提高武器装备环境适应性。

摘要： 针对“超重与失重”状态下由液体重力产生的压强发生变化,导致液体的浮力也发生变化的问题,通过不同角度推导出相应的压强和浮力的计算公式,解释了完全失重情况下“浮力消失”和“水不会从小孔喷出”两个现象,以期为教学提供参考与借鉴。

摘要： 动态约束离心力对系统推进作用的研究是根据系统的圆周运动中所产生的动量的改变量,确定真实的向心力冲量作用的存在,根据牛顿第三定律,肯定做圆周运动的物体必然对其施以向心力作用的物体以离心力的反作用,动态约束离心力对系统产生周期性直线运动的推进作用,并对其推进作用力和运动速度的特征、系统的周期性位移做了分析,对改进其推进效能的问题做了进一步的讨论,有助于加深动态约束离心力对系统的推进作用的认识,有益于拓展离心力推进技术的应用空间,可用于航天器的姿态控制、轨道转移以及水利工程的水下探测等推进动力技术。

摘要： 中学物理与大学物理在内容难度、广度及教材设置等方面存在一定程度上的差异,衔接部分较少。针对这一现象,现以《牛顿第一定律》为例,比较分析中学物理和大学物理知识点的异同,提出相应的衔接策略,并结合实际问题进行分析,以期对中学物理的教学提供有意义的指导。

摘要： 自对准技术是陆基机动平台及装备用惯导系统的一项关键技术,其核心在于惯导系统如何在风扰、发动机振动、人员走动等各种干扰下实现快速、高精度对准.针对目前常用的惯性系解析自对准、Kalman滤波估计自对准和惯性系奇异值分解(SVD)自对准等三种方法进行了研究和对比分析,根据三种对准方法各自的实现原理,提出了一种有针对性的抗扰动优化方法,并通过了数学仿真分析和车载试验验证.结果 表明,在车载使用环境下,后两种方法都能获得较为准确的姿态信息,惯性系SVD方法可以达到与Kalman滤波方法相当的对准精度和收敛速度,且无需先验信息即可获得最优解,表现出了较好的工程应用优势.

摘要： 针对惯性导航初始对准中的多矢量定姿问题,围绕载体的不同运动状态,提出了一种顾及观测矢量相关性的初始对准算法。首先分析了QUEST估计与附加约束条件的非线性最小二乘问题的等价性;然后进一步分析了观测矢量的历元间相关性并给出其协方差矩阵;最后提出了无线速度对准采用等权增量、动基座采用协方差阵权重调整的处理方案。实验结果表明:无线速度时采用等权增量,较归一等权解算和传统积分解算的偏航角误差分别降低了10%和3%左右;动基座下偏航角误差的均方根差较传统方法降低了约0.1°。所提方案在一定程度上提高了初始对准精度。

摘要： 针对传统罗经法对准存在收敛速度慢、精度和稳定性较差的问题,将基于惯性系的快速对准方法和基于卡尔曼滤波精对准方法进行有机结合,利用惯性系对准的快速性,在2min内确定卡尔曼滤波状态的初始值,最后再利用卡尔曼滤波在14min内完成精对准.以TI公司的TMS320F28335高速DSP芯片作为初始对准的处理器,基于CCS编程软件完成了组合对准程序设计与调试,利用项目组自研光纤陀螺捷联惯导样机进行了比对验证试验.试验结果表明,该组合方法比传统罗经对准方法具有更快的收敛速度、更好的对准精度和更高的稳定性.

摘要： 在惯性系的选择问题上存在逻辑循环已经是一个不争的事实,但它并不能被认为是一种理论缺陷,而正是任何一个自洽的物理理论都会存在的正常情况.在理论物理学中这种现象普遍存在,不过有的不太明显而已.文章说明,这种"逻辑循环"是一个完整的理论系统的特点之一,应当正确地理解和接受它.

摘要： 受惯导系统基本原理的限制,惯导系统各项误差随时间积累,为保证惯导系统长期工作的精度,需对惯导系统进行位置的重调和陀螺误差的补偿.由于陀螺误差是导致惯导系统误差积累的最主要原因,因此对陀螺误差进行精确估算并加以补偿,有利于提高捷联惯导系统使用精度.针对基于平台惯导系统综合校正算法实际使用的局限性,在平台惯导系统综合校正方法的基础上,提出了不需要限制载体的机动和航行方式的基于惯性系的捷联惯导系统综合校正算法.仿真结果表明,采用惯导系统综合校正方法可以在不受纬度变化和载体运动速度影响下,精确地估算出陀螺误差.

摘要： 针对惯性系内重力梯度力矩与气动力矩的常值部分积累引起控制力矩陀螺饱和的问题,在惯性系内建立空间站的动力学模型并进行线性化,利用滤波变量将系统状态方程扩维,采用LQR方法设计系统反馈控制增益矩阵,实现空间站在惯性系内的角动量管理控制.惯性系内重力梯度力矩、气动力矩由轨道角速度整数倍的频率成份构成,可以根据实际情况增加抑制不同频率成份的滤波变量,用于抑制不同频率成份干扰力矩对空间站姿态或控制力矩陀螺角动量的干扰,从而使空间站长期在惯性系内飞行而不需要进行角动量的卸载.仿真验证了控制器的性能.

摘要： 暗宇宙向爱因斯坦相对论提出尖锐挑战。对于作为“原理的理论”的相对论，应该结合观测事实，从原理的角度进行分析。rn 是否存在“优越”惯性系?爱因斯坦相对性原理和宇宙学的关系是否协调?如何对待惯性原理确定惯性系的“循环论证”?等等。这些问题一直没有解决。rn 把惯性原理推广到德西特空间，建立德西特不变的狭义相对论：进而将其局域化，考虑引力；可能解决这些问题。如何检验德西特不变的狭义相对论?需要进一步探讨。

摘要： 任何惯性系对于物体运动的描述都是等效的,本文以不受外力的两体问题为例,讨论了物体的运动描述与惯性系的选择无关.

摘要： 本文根据Hamilton 原理,在中等变形梁基础上引入Hartenberg-Denavit增广转换矩阵,应用5 节点18 自由度的梁单元模型进行叶片离散,入流模型采用Suzuki 广义动态尾迹入流模型,翼型气动力计算采用Gutpa 修正的风机Leishman-Beddoes 非定常气动力模型,在惯性系下建立风力机叶片动力学方程.利用Newmark 积分方法获得了稳态周期解,并以美国国家可再生能源实验室公开的1.5MW风力机叶片为算例计算了叶片的气弹响应,验证了本文所建立模型的正确性.

摘要： 除大家所熟知的MΦller匀加速参考系外，还可构造出另一种匀加速参考系，在这种新的匀加速参考系中，所有“静态”(空间坐标为常数的)观察者的4加速度大小都是相同的，度规形式与闵可夫斯度规只差一个非对解项。用哪种匀加速参考系更便于描写火箭发射阶段太空仓内部的物理现象可用实验来鉴别，本文建议采用光信号达到时间测量和高精度穆斯堡尔效应来实现这一鉴别。本文通过对新的匀加速参考系的研究，对异地对钟、同时性、单程光速、惯性系的确定、惯性原理的逻辑循环、优越参考系与相对性原理等一系列基本问题进行了讨论。两种匀加速参考系中的经典力学和量子力学的基本方程显示，在非相对论极限下，新的匀加速参考系完全回到非相对论的匀加速参考系，因而，新的匀加速参考系是非相对论的匀加速参考系的更好的推广。新的匀加速参考系也更符合爱因斯坦在论述等效原理时对匀加速运动系的描述。本文还简要地讨论了新的匀加速系中的热效应，阐明新的匀加速系中所有“静态”观察者所探测到的温度都是常数。

摘要： 卫星、飞船的返回控制参数计算方法大多建立在返回坐标系和再入坐标上.相对于返回坐标系和再入坐标系,建立在惯性坐标系下的返回控制增广方程,可以方便的描述从制动时刻到开伞阶段的运动过程,而不需要繁杂且相互耦合的各种参照系对卫星运动进行描述.该计算方法,已顺利的在近年的卫星及飞船返回测控工程中得到应用,得到良好的应用效果.

摘要： 对文献[1]提出的佯谬进行了分析,认为在惯性系中不存在能量损失的问题,不能以地球在一个非惯性系中动能不变为理由而认为弹簧和小球损失的机械能没有传给地球,本文还探讨了把功能原理推广到非惯性系的问题.

摘要： 简要介绍了IRI和ARMA(P, q)电离层TEC预报模型的基本原理。任取一时间段,在该时间段上利用IRI和ARMA(P, q)模型计算TEC,并把它们的结果与IGS提供的综合(Final)电离层TEC文件中的结果进行比较分析。结论是:一般在25天之内,ARMA(P, q)模型的TEC预报效果好于IRI;超过25天,应该使用IRI。

摘要： 简要介绍了IRI和ARMA(P, q)电离层TEC预报模型的基本原理。任取一时间段,在该时间段上利用IRI和ARMA(P, q)模型计算TEC,并把它们的结果与IGS提供的综合(Final)电离层TEC文件中的结果进行比较分析。结论是:一般在25天之内,ARMA(P, q)模型的TEC预报效果好于IRI;超过25天,应该使用IRI。

摘要： 本发明提供一种用于使可视化惯性里程计VIO参考系与卫星定位系统SPS参考系对准的方法，其包含从SPS获得移动平台的多个距离变化率测量值。所述距离变化率测量值是相对于所述SPS的全局参考系而得到。所述方法还包含从VIO系统获得所述移动平台的多个VIO速度测量值。所述VIO速度测量值是相对于所述VIO系统的局部参考系而得到。接着基于所述距离变化率测量值和所述VIO速度测量值，确定使所述局部参考系与所述全局参考系对准的至少一个定向参数。

摘要： 本申请提供了一种用于统一惯性传感器坐标系和参考坐标系的方法和系统，其中该方法包括获取加速度在惯性传感器坐标系和参考坐标系中的第一坐标系的各坐标轴上的第一组投影；获取该加速度在惯性传感器坐标系和参考坐标系中的第二坐标系的各坐标轴上的第二组投影；根据第一组投影和第二组投影，估计惯性传感器坐标系的各坐标轴与参考坐标系的各坐标轴之间的误差角；以及利用估计出的误差角来统一惯性传感器坐标系和参考坐标系。

摘要： 本发明属于航天器飞行技术领域，具体是一种非惯性参考坐标系下空间三体柔性绳系卫星编队系统的建模方法。该建模方法步骤为：首先，建立卫星编队系统模型和固结于系统质心的非惯性参考系；接着，将连接卫星的柔性系绳离散为若干个系绳单元并对卫星和系绳单元质点编号；最后，建立非惯性参考系下离散单元质点的动力学方程，进而推导出卫星编队系统的动力学方程。本发明在非惯性参考系下建模，不再需要选取广义坐标和坐标变换等冗余步骤，同时考虑了空间系绳的柔性，因而在描述编队系统的各种空间动力学行为、揭示系统的自旋稳定及失稳性态时更快速准确。此外，本发明还可推广到四体或多体空间绳系编队系统建模中，具有很大的实用价值。

摘要： 本申请提供了一种用于统一惯性传感器坐标系和参考坐标系的方法和系统，其中该方法包括获取加速度在惯性传感器坐标系和参考坐标系中的第一坐标系的各坐标轴上的第一组投影；获取该加速度在惯性传感器坐标系和参考坐标系中的第二坐标系的各坐标轴上的第二组投影；根据第一组投影和第二组投影，估计惯性传感器坐标系的各坐标轴与参考坐标系的各坐标轴之间的误差角；以及利用估计出的误差角来统一惯性传感器坐标系和参考坐标系。

摘要： 本发明属于航天器飞行技术领域，具体是一种非惯性参考坐标系下空间三体柔性绳系卫星编队系统的建模方法。该建模方法步骤为：首先，建立卫星编队系统模型和固结于系统质心的非惯性参考系；接着，将连接卫星的柔性系绳离散为若干个系绳单元并对卫星和系绳单元质点编号；最后，建立非惯性参考系下离散单元质点的动力学方程，进而推导出卫星编队系统的动力学方程。本发明在非惯性参考系下建模，不再需要选取广义坐标和坐标变换等冗余步骤，同时考虑了空间系绳的柔性，因而在描述编队系统的各种空间动力学行为、揭示系统的自旋稳定及失稳性态时更快速准确。此外，本发明还可推广到四体或多体空间绳系编队系统建模中，具有很大的实用价值。

摘要： 本发明提供一种用于使可视化惯性里程计VIO参考系与卫星定位系统SPS参考系对准的方法，其包含从SPS获得移动平台的多个距离变化率测量值。所述距离变化率测量值是相对于所述SPS的全局参考系而得到。所述方法还包含从VIO系统获得所述移动平台的多个VIO速度测量值。所述VIO速度测量值是相对于所述VIO系统的局部参考系而得到。接着基于所述距离变化率测量值和所述VIO速度测量值，确定使所述局部参考系与所述全局参考系对准的至少一个定向参数。

摘要： 本发明公开一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法。所述方法具体步骤为：首先，确定旋转方案，其次根据载体初始位置参数建立惯导系统初始捷联转换矩阵，再次计算得到惯导系统初始转换矩阵；然后在旋转机构转动过程中根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵，更新旋转机构下一时刻旋转角速度，直到完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。本发明能够完全消除惯性器件各常值误差项对系统导航精度影响，特别是消除陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项误差，提高了惯导系统导航精度。

摘要： 本发明公开一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法。所述方法具体步骤为：首先，确定旋转方案，其次根据载体初始位置参数建立惯导系统初始捷联转换矩阵，再次计算得到惯导系统初始转换矩阵；然后在旋转机构转动过程中根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵，更新旋转机构下一时刻旋转角速度，直到完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。本发明能够完全消除惯性器件各常值误差项对系统导航精度影响，特别是消除陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项误差，提高了惯导系统导航精度。

摘要： 本发明涉及一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法，属于惯性导航技术领域。根据载体所在的经度、纬度，地球坐标系到导航坐标系的转换；使旋转式惯导系统的双轴按一定旋转方案周期性地旋转；利用粗对准过程中陀螺输出的角速度信息，通过求矩阵微分方程数值解，更新IMU坐标系相对于p0坐标系姿态变化的方向余弦矩阵；并依次求解矩阵从而得到载体姿态矩阵完成粗对准。本方法通过粗对准过程中的积分运算补偿舰船在风浪作用下摇摆、震荡运动的对准环境下加速度计输出中由摇摆、震荡引起的误差分量，同时通过IMU双轴旋转调制以抑制加速度计零偏随时间积累而引起的误差，从而提高了凝固惯性系粗对准方法的精度。