1) inertial measurement unit
惯性测量单元
1.
Simulator design for missile inertial measurement unit based on CPLD;
基于CPLD的导弹惯性测量单元模拟器设计
2.
The high accuracy of Strapdown Inertial Navigation System is greatly attributed to the precision of inertial measurement unit (IMU).
惯性测量单元输出信号的精度直接影响捷联惯性导航系统的精度,为了提高捷联系统的精度,以舰船光纤捷联惯性航姿系统为应用对象,采用了双轴旋转机构连续匀速旋转IMU的系统方法,把惯性测量单元输出信号中的漂移误差调制成正弦信号,通过捷联算法中的积分运算可以有效地消除陀螺和加速度计中的漂移误差,从而有效地提高捷联惯性航姿系统的精度,并进行了系统仿真实验。
3.
Based on the simulation idea of man-in-loop, a simulation method of airborne inertial measurement unit, which includes complete plane model and doesn’t need to design specific autopilot, was presented.
基于人在回路仿真的思想,设计了一种可包含完整飞机模型,不需要设计特定的自动驾驶仪,来实现任意机动下机载惯性测量单元仿真的方案。
2) IMU
['i:mu:]
惯性测量单元
1.
Development of Low Cost Miniative IMU Based on MEMS and DSP Technique;
基于MEMS和DSP技术的低成本小型惯性测量单元的研制
2.
Especially,the analysis of inertial measure unit(IMU),compass,RPM sensor and sonar is introduced in detail.
介绍了基于PC104小型无人机飞行控制系统的硬件实现,给出了系统整体方案的设计和具体的硬件选型,详细地分析了惯性测量单元、电子罗盘、转速传感器、声纳。
3.
The new approach takes full advantage of the specific force and angular velocity information given by inertial measurement unit (IMU) instead of the mechanization of SINS,which makes the approach much more effici.
通过对捷联惯性导航系统(SINS)静基座初始对准物理特性的深入分析,针对传统静基座初始对准方法对方位角和陀螺漂移可观测度低的不足,提出了一种基于惯性测量单元(IMU)信息的SINS静基座自主对准方法,该方法不需要进行SINS力学编排,而是充分利用IMU输出的角速度和比力信息。
3) micro inertial measurement unit
微惯性测量单元
1.
Novel inertial stellar compass based on gyroscope-free micro inertial measurement unit;
基于无陀螺微惯性测量单元的惯性恒星罗盘
2.
A gyro-free micro inertial measurement unit(GFMIMU) composed of micro accelerometers only was put forward to provide all of navigation information for spinning projectile.
旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。
3.
In view of the relative small installation space and loading capacity for a small aircraft,a "T" frame micro inertial measurement unit (MIMU) system is proposed in which inertial sensors based on micro electromechanical system (MEMS) technology are selected.
针对微小型飞行器安装空间小、承载能力弱的特点,提出一种"T"型结构的微惯性测量单元(MIMU)系统设计方法,采用基于微机电系统(MEMS)技术的新一代微型惯性器件,在深入分析MIMU结构设计基本原则和方法的基础上,设计加工了"T"型支撑结构并组成了实际系统。
4) inertial measurement unit(IMU)
惯性测量单元(IMU)
6) Inertial Measuring Unit (MU)
惯性测量单元IMU
补充资料：惯性测量系统
利用陀螺仪、加速度计等惯性敏感元件和电子计算机，实时测量运载体相对于地面运动的加速度，以确定运载体的位置和地球重力场参数的组合仪器。这种系统是在惯性导航系统的基础上发展起来的，按所采用的导航坐标系统分为两大类：当地水平惯性系统和空间稳定系统。一般多采用第一类的当地水平指北惯性系统。
组成 整个系统安装在运载体(汽车或直升飞机)上，主要包括惯性测量装置（其核心为加速度计、陀螺仪和万向支架）、电子计算机、控制显示器、数据存储记录器和电源（见图）。
测量的基本原理 以当地水平指北系统为例，在陀螺仪GE、GN、GZ和电子计算机控制下,惯性平台始终保持地平坐标系,安装在平台上的3个互相正交的加速度计AE、AN、AZ,分别测出沿东西、南北和垂直方向的加速度分量ɑE、ɑN、ɑZ,并输入计算机。在消除加速度计误差、重力加速度和由于地球自转产生的科里奥利加速度影响后，得出运载体相对地平坐标系的位移加速度分量,再就t（从起始点到待测点的时间）进行两次积分，并考虑初始速度值v 0N、v 0E、v0Z，就可解算出相对前一起始点的坐标变化量，同相应起始点的经度λ0、纬度嗘0和高程h0累加，就得到待定点的坐标λ、嗘 和h：
电子计算机除了用观测数据计算点位坐标外，还根据一次积分后的速度分量和已知地球参数（仪器所在点的地球子午圈和卯酉圈曲率半径M和N，地球自转角速度ω），连续计算控制惯性平台的力矩信号 WcE、WcN 和WcZ，以便实时跟踪所选定的地平坐标系。
垂直加速度计的输出信号ɑZ，实际是运载体垂直加速度与当地的重力加速度之和。当运载体停止时，它的垂直加速度为零,这时从ɑZ中消除非重力加速度之后,就得到当地的重力加速度g 。
运载体在运动过程中，由计算机通过陀螺仪控制惯性平台，不断地按参考椭球面的曲率进动。由于加速度计误差、陀螺仪漂移和垂线偏差变化等因素的影响，运载体到达待测点停止时,平台将不平行于当地水平面,两个水平加速度计的输出不等于零。消除加速度计误差和陀螺仪漂移后，就得到相对于前一点的垂线偏差变化分量Δζ 和Δη的输出，加上前一点已知的垂线偏差分量ζ0 和η0，便得出待测点的垂线偏差分量ζ和η。
惯性平台的指北方位基准由方位传感器传递，经计算机可随时显示平台外壳光学镜面法线的方位角Q,需要时可用自准直光学经纬仪引出。
精度 惯性测量的精度主要受加速度计和陀螺仪的影响， 70年代以来，加速度计的测量精度为 1×10-5～1×10-7伽；陀螺仪随机漂移率约为10-4～10-6ω,它使测量误差随测量时间的延长而增加。因此，在行进过程中，采用运载体每隔相等时间停下来的方法，以提高测量精度。当运载体停止时，其运动加速度和速度应精确为零，利用这一信息，可以检核和改正前段随时间积累的误差，这一操作称为"零速更新"。在测量时，通常每隔3～5分钟停20～30秒钟，进行一次零速更新。由于惯性测量系统采用了这种独特的方法，使定位精度比惯性导航系统高得多。70年代末,惯性测量系统能达到的精度是:平面位置中误差为±0.5米,高程中误差为±0.2米,重力加速度的中误差为±2毫伽，垂线偏差的中误差为±1.5″。如果用这种系统布设直伸导线，并构成导线网，进行平差后,精度还可以提高。与其他高精度测量方法比较,惯性测量系统的精度仍然偏低，目前只适用于在已知高级控制点之间进行加密。
测量方法 一般用惯性测量系统进行导线测量，首先在实验室和野外检定场检测该系统是否正常，并标定有关参数。在测量导线开始时，惯性测量系统先停在已知起始点，完成初始对准，再一次检测系统，建立平台地平坐标系，并输入已知起始点坐标和当地重力场参数，然后开始导线测量。施测时，每隔相等时间进行"零速更新"，到达待测点停下来自动记录坐标值和其他参数。如此继续测量，直到闭合到已知终点。若有些待测点的位置不便靠近，可利用测距仪和经纬仪测量偏心值，并归算到待测点上。
特点和发展趋势 安装在运载体上的惯性测量系统，不依赖外界的其他辅助设备，能快速而独立地测量λ、嗘、h、g、ζ、η和Q 等多种定位和地球重力场参数，使作业效率大大提高。该系统可以全天候工作，不受大气折射的影响，不要求相邻待测点之间通视，克服了传统大地测量所受的自然条件的限制。因此，惯性测量系统为大地控制网的加密和快速定位开辟了新的途径。80年代以来,在系统上加装重力梯度仪,并配合卫星多普勒定位，还可进一步提高测量精度和工作效率。惯性测量系统的缺点是仪器结构复杂,造价较高,维护工作繁重。但它仍是一种能满足军事测绘要求的全天候快速测量仪器。
组成 整个系统安装在运载体(汽车或直升飞机)上，主要包括惯性测量装置（其核心为加速度计、陀螺仪和万向支架）、电子计算机、控制显示器、数据存储记录器和电源（见图）。
测量的基本原理 以当地水平指北系统为例，在陀螺仪GE、GN、GZ和电子计算机控制下,惯性平台始终保持地平坐标系,安装在平台上的3个互相正交的加速度计AE、AN、AZ,分别测出沿东西、南北和垂直方向的加速度分量ɑE、ɑN、ɑZ,并输入计算机。在消除加速度计误差、重力加速度和由于地球自转产生的科里奥利加速度影响后，得出运载体相对地平坐标系的位移加速度分量,再就t（从起始点到待测点的时间）进行两次积分，并考虑初始速度值v 0N、v 0E、v0Z，就可解算出相对前一起始点的坐标变化量，同相应起始点的经度λ0、纬度嗘0和高程h0累加，就得到待定点的坐标λ、嗘 和h：
电子计算机除了用观测数据计算点位坐标外，还根据一次积分后的速度分量和已知地球参数（仪器所在点的地球子午圈和卯酉圈曲率半径M和N，地球自转角速度ω），连续计算控制惯性平台的力矩信号 WcE、WcN 和WcZ，以便实时跟踪所选定的地平坐标系。
垂直加速度计的输出信号ɑZ，实际是运载体垂直加速度与当地的重力加速度之和。当运载体停止时，它的垂直加速度为零,这时从ɑZ中消除非重力加速度之后,就得到当地的重力加速度g 。
运载体在运动过程中，由计算机通过陀螺仪控制惯性平台，不断地按参考椭球面的曲率进动。由于加速度计误差、陀螺仪漂移和垂线偏差变化等因素的影响，运载体到达待测点停止时,平台将不平行于当地水平面,两个水平加速度计的输出不等于零。消除加速度计误差和陀螺仪漂移后，就得到相对于前一点的垂线偏差变化分量Δζ 和Δη的输出，加上前一点已知的垂线偏差分量ζ0 和η0，便得出待测点的垂线偏差分量ζ和η。
惯性平台的指北方位基准由方位传感器传递，经计算机可随时显示平台外壳光学镜面法线的方位角Q,需要时可用自准直光学经纬仪引出。
精度 惯性测量的精度主要受加速度计和陀螺仪的影响， 70年代以来，加速度计的测量精度为 1×10-5～1×10-7伽；陀螺仪随机漂移率约为10-4～10-6ω,它使测量误差随测量时间的延长而增加。因此，在行进过程中，采用运载体每隔相等时间停下来的方法，以提高测量精度。当运载体停止时，其运动加速度和速度应精确为零，利用这一信息，可以检核和改正前段随时间积累的误差，这一操作称为"零速更新"。在测量时，通常每隔3～5分钟停20～30秒钟，进行一次零速更新。由于惯性测量系统采用了这种独特的方法，使定位精度比惯性导航系统高得多。70年代末,惯性测量系统能达到的精度是:平面位置中误差为±0.5米,高程中误差为±0.2米,重力加速度的中误差为±2毫伽，垂线偏差的中误差为±1.5″。如果用这种系统布设直伸导线，并构成导线网，进行平差后,精度还可以提高。与其他高精度测量方法比较,惯性测量系统的精度仍然偏低，目前只适用于在已知高级控制点之间进行加密。
测量方法 一般用惯性测量系统进行导线测量，首先在实验室和野外检定场检测该系统是否正常，并标定有关参数。在测量导线开始时，惯性测量系统先停在已知起始点，完成初始对准，再一次检测系统，建立平台地平坐标系，并输入已知起始点坐标和当地重力场参数，然后开始导线测量。施测时，每隔相等时间进行"零速更新"，到达待测点停下来自动记录坐标值和其他参数。如此继续测量，直到闭合到已知终点。若有些待测点的位置不便靠近，可利用测距仪和经纬仪测量偏心值，并归算到待测点上。
特点和发展趋势 安装在运载体上的惯性测量系统，不依赖外界的其他辅助设备，能快速而独立地测量λ、嗘、h、g、ζ、η和Q 等多种定位和地球重力场参数，使作业效率大大提高。该系统可以全天候工作，不受大气折射的影响，不要求相邻待测点之间通视，克服了传统大地测量所受的自然条件的限制。因此，惯性测量系统为大地控制网的加密和快速定位开辟了新的途径。80年代以来,在系统上加装重力梯度仪,并配合卫星多普勒定位，还可进一步提高测量精度和工作效率。惯性测量系统的缺点是仪器结构复杂,造价较高,维护工作繁重。但它仍是一种能满足军事测绘要求的全天候快速测量仪器。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条