1) MEMS inertial sensor
MEMS惯性器件
1.
As a test project of micro inertial measurement unit(MIMU) with micro electromechanical system(MEMS),this paper introduces the test approach and the test results of main specification of MEMS inertial sensors,and gives the attitude performance results from the output data of MIMU.
以采用MEMS惯性器件组成的微惯性测量装置(MIMU)为试验对象,介绍了其中的惯性器件的主要性能指标的试验方法和试验结果,同时也给出了采用MIMU的输出数据进行姿态解算的试验结果。
2.
An MIMU system based on ARM and MEMS inertial sensors is designed.
针对微惯性测量单元(MIMU)小体积、低功耗、低成本、高实时性的应用需求,设计了一种基于ARM和MEMS惯性器件的MIMU系统,并根据实验中得到的惯性器件的误差特性建立了一种惯性器件误差补偿模型,然后在硬件系统上进行了实验验证。
2) MEMS inertial sensor
MEMS惯性传感器
1.
Leveling control system of laser-controlled land leveler for paddy field based on MEMS inertial sensor fusion;
基于MEMS惯性传感器融合的水田激光平地机水平控制系统
2.
Attitude determination system with low cost magnetic and MEMS inertial sensors;
基于低成本磁场和MEMS惯性传感器的姿态测定系统(英文)
3) inertial MEMS
惯性MEMS
1.
Micro Milling technology is used in the manufacturing of the inertial MEMS components with 3D micro structures.
将微细铣削技术应用到了带三维微结构的惯性MEMS器件的加工中。
4) inertial device
惯性器件
1.
Fault prediction for inertial device based on LMBP neural network;
基于LMBP神经网络的惯性器件故障预报方法研究
2.
An orientation project based on inertial device was introduced in the paper.
介绍一种以惯性器件为基础的定位方案,与管道位置有关的检测信息存储在采集系统中,避免了外界环境的干扰,可以提高系统的可靠性、大大的减少了检测工作量与检测成本。
3.
The algorithm has been used in fault prediction of the inertial device of missile.
将此算法应用于导弹惯性器件故障预报中,通过实例证明了GNNM(3,1)模型对导弹武器故障预报的有效性。
5) Inertia device
惯性器件
1.
The prediction performances of the method are tested on simulation experiment of inertia device fault prediction.
文中将该方法应用于某飞行器惯性器件的故障预报当中并进行了仿真实验。
2.
To improve fault predicting precision,the signal energy spectrum in multi-wavelet domain was used as fault diagnosis characteristics,support vector machine (SVM) was used for fault prediction of inertia devices of missile.
利用训练后的SVM进行故障预报,试验结果表明多小波能量谱能更有效地反映惯性器件故障特征,利用SVM与多小波能量谱结合可以得到更好的预测精度。
6) inertial instrument
惯性器件
1.
According to the development of inertial instrument test platform,this paper presents the necessity of designing inertial instrument automatic test platform.
结合惯性器件测试平台的发展现状,指出了设计惯性器件自动测试平台的必要性,给出了测试平台的总体设计思想以及硬件和软件的设计。
补充资料：飞机惯性导航系统
飞机惯性导航系统
aircraft inertial navigation system
feili guanxing daohang xitong飞机惯性导航系统(aireraft inertial。avi-gation system)利用惯性测量装置测量飞机的加速度和角位移(或角速度)，解算飞机速度、位置及其他导航参数的自备式导航系统。是现代飞机主要的导航设备之一。 飞机惯性导航系统通常由贯胜侧量装置、计算机、控制显示器、状态选择器等部件组成。惯性测量装置由陀螺、加速度计等敏感元件构成，用于测量飞机加速度和角位移(或角速度)。加速度信息经计算机解算得出飞机速度和位置;角位移(或角速度)信息直接从角度传感器输出，或经计算机处理后输出，得出飞机航向和姿态角。计算机还同时解算其他导航参数，并向控制显示器和有关机载设备输出所需信息。控制显示器用来显示各种导航参数，并实施对系统的操纵和控制。状态选择器用来选择系统工作状态。系统从接通电源到转人导航工作状态前，需进行初始对准，包括水平对准和方位对准，以确定系统的初始条件。初始对准的精度和所用时间直接影响系统的导航精度和准备时间。 飞机惯性导航系统按其惯性敏感元件在飞机上的安装方式可分为平台式和捷联式。在平台式系统中，惯性敏感元件安装在由框架、电子线路、力矩电机等组成的惯性平台上。平台由包括陀螺在内的伺服回路稳定，使加速度计敏感轴方向不随飞机姿态变化，其测量精度较高。但平台结构复杂，成本较高，不便于维护。在捷联式系统中，‘喷性敏感元件通过机架直接与飞机机体连接，不用惯性平台，使结构简化，体积重量减小，成本有所降低。但其加速度计敏感轴方向随飞机姿态变化，需由计算机进行坐标转换，因而对计算机速度、容量要求较高;惯性敏感元件还直接受飞机振动、冲击的影响，要求陀螺具有很宽的动态侧量范围和较高的可靠性。飞机惯性导航系统按采用的陀螺类型，可分为液浮、挠性、激光和静电陀螺型等。液浮陀螺型的精度较高，但结构和工艺较复杂，体积、重量较大，不便于维护。挠性陀螺型的结构较液浮陀螺型的简单，体积、重量较小，可靠性较高，精度中等，可满足一般使用需要。激光陀螺型的由于其陀螺动态测量范围宽而可靠性较高，一般采用捷联式结构，体积重量较小，成本较低，所需初始对准时间较短，其精度与挠性陀螺相近。静电陀螺型的精度很高，但结构复杂、加工工艺难度大、成本高、维修比较困难。
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