1) space-stable inertial navigation
空间稳定惯性导航
1.
The drift error of gyroscopes is the main error resource of the space-stable inertial navigation sys- tems.
陀螺仪的漂移误差是空间稳定惯性导航系统的主要误差源,对漂移模型系数的准确辨识是保证系统实现长时间、高精度自主导航的关键。
2) inertially stabilized platform
自动导航仪惯性稳定台<火>
3) platform erection
惯性导航仪稳定平台的安装
4) inertial navigation
惯性导航
1.
The design and realization of a solid-state 2-D inertial navigation system;
一种固态二维惯性导航系统的设计与实现
2.
Initial alignment of inertial navigation based on support vector machine;
基于支持向量机的惯性导航初始对准
3.
Principle error analysis of inertial navigation;
基于地理坐标系的惯性导航原理性误差分析
5) inertial navigation system
惯性导航
1.
Initial rapid alignment/calibration of a marine strapdown inertial navigation system in moorage;
船用捷联惯性导航系统在系泊状态下快速初始对准与标定
2.
Based on the ideal of making most use of the celestial navigation system(CNS) that is high accuracy,after analyzing the principle and error models of the CNS and inertial navigation system(INS),an error correction algorithm of the CNS/INS integrated navigation is presented.
通过分析导弹天文导航和惯性导航的导航原理和误差模型,在基于充分利用高精度天文导航参数的思想上,提出了组合导航的误差修正方法。
3.
The authors think that data from gravity collection system need to be used to compensate or correct errors real-time from gravity aided inertial navigation system in underwater vehicles.
认为水下运动载体的重力辅助惯性导航系统中,其重力数据采集系统为满足导航的需要,必须对重力数据进行实时补偿修正。
6) INS
惯性导航
1.
Analysis for Gravity Anomaly’s Influence on Platform INS Error;
重力异常对平台式惯性导航系统误差的影响分析
2.
Kalman Filter Algorithms applied to INS;
惯性导航系统中的Kalman滤波技术
3.
A CNS/INS Combined Navigation System;
一种天文/惯性导航系统组合模式的研究
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