Gyroscope Random Drift Modeling Using Neura Networks Fuzzy Neural and Traditional Time Series

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国外激光陀螺lasergyroscope的发展与应用

国外激光陀螺lasergyroscope的发展与应用

国外激光陀螺laser gyroscope的发展与应用来源:《国外惯性技术信息》2017年第4期,作者:国防科技大学张斌,罗晖,袁保伦,汪之国激光陀螺(RLG)是一种以萨格奈克(Sagnac)效应为基础的光学陀螺,主要用于运动载体的角运动(运动角速度或转动角度)测量。

1913年,法国科学家Sagnac进行了环形光路中外界转动引起干涉条纹变化的实验,并从理论上对此现象进行了解释,提出了著名的Sagnac效应:在环形闭合光路中,从某一观察点发出的一对光波沿相反方向运行一周后又回到该点时,这对光波的光程(或相位)将由于闭合光路相对于惯性空间的旋转而不同,其光程差(或相位差)与闭合光路的旋转角速度成正比。

在随后的很长一段时间里,由于没有合适的相干光源,光学Sagnac效应的研究基本上没有任何实用性进展。

直到1960年,世界上的第一台激光器诞生以后,激光陀螺作为激光技术的一个重要应用而成为世界各军事强国研究的热点。

1激光陀螺及其特点激光陀螺是由腔体(一般采用超低膨胀系数的微晶玻璃材料)和高质量反射镜构成的环形激光器,腔内运行的顺、逆时针激光能够以不同的频率独立振荡。

由于激光谐振条件的要求,Sagnac效应产生的光程差转换成了顺、逆时针运行激光的频率差,因此极大地提高了陀螺的响应灵敏度。

当激光陀螺固定在运动载体上,并相对于惯性空间以角速度Ω旋转时,该频率差为:,式中为标度因数,它由环形谐振腔的面积A、环路长度L以及激光波长λ决定。

激光陀螺的原理光路如图1所示,采用合光棱镜使其输出的顺、逆时针激光以微小夹角合并,经光电转换后可得到频率为∆v的拍频信号,从而实现载体转动角速度的测量。

图1 激光陀螺原理光路在实际的激光陀螺中,顺、逆时针激光通过反射镜的后向散射或环路中的非均匀损耗发生耦合,导致陀螺输入角速度小于某阈值时,频率差∆v为零,这种现象称为闭锁效应。

为了克服闭锁效应的影响,激光陀螺需要采取偏频措施,即在两束光波之间人为引入较大的频率差,使激光陀螺的工作区远离闭锁区域或者减少处于闭锁区域的时间。

MEMS陀螺仪零位误差分析与处理

MEMS陀螺仪零位误差分析与处理

MEMS陀螺仪零位误差分析与处理陈旭光;杨平;陈意【摘要】Study on zero position error of MEMS gyroscope has a great value on improving the accuracy of inertial navigation system. Allan variance analysis melhod was adopted to evaluate on zero position error of MEMS gyroscope. A kind of dynamic zero offset compensation algorithm was presented to eliminate the zero offset error. HDR( Heuristic Drift Reduction) was also improved and the compensation accuracy of original algorithm was increased effectively. Finally, Allan variance analysis method was adopted to evaluate on the compensated zero position error. Test had been done with the platform of gyro-equipped indoor mobile robot Voyager-lIA and the results show precision was increased significantly with the improved algorithm.%研究微机械陀螺仪的零位误差对提高惯性导航精度具有重要意义.采用Allan方差分析法对MEMS陀螺仪的零位误差做了综合评定,提出了一种动态的零值偏移误差补偿算法来滤除陀螺仪的零值偏移误差,还对启发式漂移消减法HDR(Heuristic Drift Reduction)做了改进,有效地提高了原算法的补偿精度.最后,再次采用Allan方差分析法对补偿后的零位误差进行评定,并以Voyager-IIA机器人为平台进行试验,结果证明了改进后的算法能显著的提高陀螺仪的输出精度.【期刊名称】《传感技术学报》【年(卷),期】2012(025)005【总页数】5页(P628-632)【关键词】MEMS陀螺仪;零位误差;启发式漂移消减法;动态补偿;Allan方差分析【作者】陈旭光;杨平;陈意【作者单位】电子科技大学机械电子工程学院,成都 611731;电子科技大学机械电子工程学院,成都 611731;电子科技大学机械电子工程学院,成都 611731【正文语种】中文【中图分类】V241.5微电子机械系统MEMS(Micro-Electro-Mechanical System)陀螺仪以其尺寸小、质量轻、价格低的优点越来越受到人们的重视,但是精度较低限制了它的应用领域。

微机电陀螺零点漂移数据滤波方法的研究

微机电陀螺零点漂移数据滤波方法的研究

第14卷第4期中国惯性技术学报 2006年8月V ol.14No.4 Journal of Chinese Inertial Technology Aug. 2006 文章编号:1005-6734(2006)04-0067-03微机电陀螺零点漂移数据滤波方法的研究张智永,范大鹏,李凯,张文博(国防科技大学 机电工程与自动化学院,长沙 410073)摘要:微机电石英音叉陀螺虽然有突出的优点,但也存在噪声比较大的缺点。

普通的数字滤波方法通常会造成比较大的滞后,减小了系统的相位裕度,而且对截止频率以内的噪声不起作用。

作者在对石英音叉陀螺零点漂移数据建立时间序列模型(AR模型)的基础上,采用卡尔曼滤波算法对石英音叉陀螺的漂移数据进行了处理。

仿真实验表明,所采用的滤波方法合理有效。

关 键 词:石英音叉陀螺;AR 模型;卡尔曼滤波;零点漂移中图分类号:U666.1 文献标识码:AInvestigation on filter methods of MEMS gyros drift dataZHANG Zhi-yong, FAN Da-peng, LI Kai, ZHANG Wen-bo(College of Mechatronics Engineering and Automation, National University of Defense Technology, Changsha, 410073, China)Abstract: The random noise of micromachined quartz rate-sensor can affect the system precision.Normal digital filter method such as low-pass filter can causes evident delay and decreases the phase margin. And it can’t work on the noises under the cut-off frequency. Based on the building of the time sequence model of MEMS gyro drift data, the MEMS gyro drift data is processed using Kalman filter.The simulation results show that the algorithm is effective.Key words: quartz rate sensor; AR model; Kalman filter; zero drift0 引 言微机电石英音叉陀螺(Quartz Rate Sensor,QRS)利用了傅科摆的原理。

无人机系统集成考试 选择题 50题

无人机系统集成考试 选择题 50题

1. 无人机系统中的“GCS”指的是什么?A. Ground Control StationB. Global Communication SystemC. Geographic Coordination SystemD. General Control Software2. 无人机飞行控制系统中,哪个组件负责接收和处理飞行员的指令?A. AutopilotB. TransmitterC. ReceiverD. Gyroscope3. 无人机在执行任务时,哪个传感器主要用于检测障碍物?A. GPSB. LiDARC. CameraD. Thermometer4. 无人机电池通常使用哪种化学物质?A. Lithium-ionB. Nickel-cadmiumC. AlkalineD. Lead-acid5. 无人机飞行中的“FPV”是什么意思?A. First Person ViewB. Flight Path VerificationC. Frequency Phase VariationD. Full Power View6. 无人机在执行任务时,哪个设备用于传输实时视频?A. TransmitterB. ReceiverC. CameraD. Modem7. 无人机系统中,哪个组件负责数据存储和处理?A. MicrocontrollerB. Memory cardC. SensorD. Transmitter8. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行稳定?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter9. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量高度?A. AltimeterB. ThermometerC. HygrometerD. Anemometer10. 无人机系统中,哪个组件负责提供动力?A. MotorB. BatteryC. PropellerD. Controller11. 无人机飞行中,哪个系统用于导航?A. GPSB. GyroscopeC. AltimeterD. Transmitter12. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量风速?A. AnemometerB. HygrometerC. ThermometerD. Altimeter13. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行方向?A. RudderB. AileronC. ElevatorD. Flap14. 无人机飞行中,哪个系统用于保持水平飞行?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter15. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量温度?A. ThermometerB. HygrometerC. AnemometerD. Altimeter16. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行速度?A. ThrottleB. RudderC. AileronD. Elevator17. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行高度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Altimeter18. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量湿度?A. HygrometerB. ThermometerC. AnemometerD. Altimeter19. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行姿态?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter20. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行路径?A. GPSB. GyroscopeC. AutopilotD. Transmitter21. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量气压?A. BarometerB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer22. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行模式?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter23. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行速度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Throttle24. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量风向?A. AnemometerB. HygrometerC. ThermometerD. Altimeter25. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行轨迹?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter26. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行稳定性?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter27. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量光照强度?A. Lux meterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer28. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行高度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Altimeter29. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行方向?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter30. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量电磁场强度?A. EMF meterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer31. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行姿态?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter32. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行路径?A. GPSB. GyroscopeC. AutopilotD. Transmitter33. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量声音强度?A. Sound level meterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer34. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行模式?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter35. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行速度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Throttle36. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量振动强度?A. Vibration meterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer37. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行轨迹?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter38. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行稳定性?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter39. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量辐射强度?A. Geiger counterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer40. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行高度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Altimeter41. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行方向?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter42. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量电流强度?A. AmmeterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer43. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行姿态?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter44. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行路径?A. GPSB. GyroscopeC. AutopilotD. Transmitter45. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量电压强度?A. VoltmeterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer46. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行模式?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter47. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行速度?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Throttle48. 无人机在执行任务时,哪个设备用于测量电阻强度?A. OhmmeterB. HygrometerC. ThermometerD. Anemometer49. 无人机系统中,哪个组件负责控制飞行轨迹?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter50. 无人机飞行中,哪个系统用于保持飞行稳定性?A. AutopilotB. GyroscopeC. GPSD. Transmitter答案:1. A2. C3. B4. A5. A6. A7. B8. A9. A10. B11. A12. A13. A14. A15. A16. A17. D18. A19. A20. A21. A22. A23. D24. A25. A26. A27. A28. D29. A30. A31. A32. A33. A34. A35. D36. A37. A38. A39. A40. D41. A42. A43. A44. A45. A46. A47. D48. A49. A50. A。

里程计和全方位自动导引车的外部传感器(AGV的)同时校准

里程计和全方位自动导引车的外部传感器(AGV的)同时校准

with Mecanum wheels. The most prominent sensor visible in Figure 1 is the yellow safety LRF in the figure’s center. This LRF covers an angular range of 270◦ covering the AGV’s surrounding area on two sides. To cover the others side another LRF is mounted on the opposite side of the AGV. In addition a not visible gyroscope were used.
2.1
Calibration of multiple Laser Range Finder (LRF)
Calibration of multiple LRF or Light Detection and Ranging (LIDAR) sensors was introduced in [2]. This paper discusses the on-line calibration of two LIDAR sensors by using natural features in an outdoor scenario. Through utilizing the described process the sensor data of both sensors is kept aligned. The vehicle used in this paper is a conventional automobile with an Ackermann steering instead of an omnidirectional AGV. Furthermore both scanners are setup in a manner, that create vertical scan lines while the setup discussed in this paper uses scanners creating horizontal scan lines.

210975072_基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测

210975072_基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测

!计算机测量与控制!"#"$!$%!$"!!"#$%&'()'*+%('#',&-!",&(".!#%#"!#收稿日期 "#""%%%'$!修回日期"#"$#%#$%作者简介 张!骁!%((%"&男&山东青岛人&硕士研究生&助理工程师&主要从事军事装备方向的研究%刘丙杰!%(&("&男&山西曲沃人&博士&副教授&硕士研究生导师&主要从事战略导弹作战运用方向的研究%引用格式 张!骁&刘丙杰!基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测')(!计算机测量与控制&"#"$&$%!$")%#"%#(!文章编号 %*&%+,(' "#"$ #$#%#"#'!!-./ %#!%*,"* 0!1234!%%5+&*" 67!"#"$!#$!#%*!!中图分类号 89$!!文献标识码 :基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测张!骁 刘丙杰!海军潜艇学院&山东青岛!"**%(("摘要 为确定残骸落区的具体范围并保证足够精度&建立了基于蒙特卡洛法的落点范围预测模型$首先通过解析法和代入法分析了分离点参数误差对残骸落点可能造成的影响&进一步分析推进剂*动基座*制导系统*分离力*高空风和残骸不定状态对分离点参数的影响或是直接作用于残骸运动过程的影响&并采用直接模拟方法在实例的基础上进行了单项的蒙特卡洛落点范围预测$确定各影响因素的形式*程度和概率分布后&进行了综合因素影响分析&将任务单位可能实际遇到的情况分为基于实测分离点参数和基于标准分离点参数的蒙特卡洛落点范围预测&根据使用场景的变化把*个单项因素适当运用到上述两种综合因素影响分析中&并给出了实例图示%关键词 落点计算$残骸$轨迹预测$模型$分离点M *,61,2J "1,&P *,2'J ('619&1",/"(P "9Q '&N ('9Q *2';*+'6",)",&'!*(.")'&3"6_`:?@h 4J H &G />X 42N 04E !J O R =A F <J P 42E:1J V E <R &a 42NV J H !"**%((&L M 42J "<=+&(*9&)/2H P V E P 6HV E 6E P <42E 6M E Q 7E 14I 41P J 2N E H I 6M E V J 2N E P U H 2E J 2V E 2Q A P E Q A I I 414E 26J 11A P J 1R &J K J 2V 42N 7H 426P J 2NE 7P E V 41T 64H 2<H V E KF J Q E V H 2W H 26EL J P K H<E 6M H V 4Q E Q 6J F K 4Q M E V!Y 4P Q 6K R &6M E 7H Q Q 4F K E E I I E 16H I 6M E Q E 7J P J 64H 27H 42642I H P <J 64H 2E P P H P H 2K J 2V T 42N7H 4264Q J 2J K R U E V F R 6M E J 2J K R 641J K J 2V Q A F Q 6J 64H 2<E 6M H V Q &6M E 2I A P 6M E P J 2J K R U E Q 6M E E I I E 16Q H I 7P H 7E K K J 26&<H O 42N F J Q E &N A 4V J 21E Q R Q 6E <&Q E 7J P J 642N I H P 1E &A 77E PS 42V J 2VA 21E P 6J 426R H IS P E 13J N E Q 6J 6E 6H Q E 7J P J 64H 27H 42642I H P <J 64H 2&H P 6M E<H O E <E 267P H 1E Q Q H I S P E 13J N E !>Q 42N 6M E V 4P E 16Q 4<A K J 64H 2<E 6M H V &J<H 2H <4J KW H 26EL J P K H K J 2V 42N7H 426P J 2N E 7P E V 4164H 24Q<J V E H 26M E F J Q E H I J 6R 74T 1J K E B J <7K E !8M E I H P <&E B 6E 2V J 2V 7P H F J F 4K 46R V 4Q 6P 4F A 64H 2H I J F H O E I J 16H P Q J P E V E 6E P <42E V &6M E 1H <7P E M E 2Q 4O E 42I K A E 2142N I J 16H P Q J P E J 2J K R U E V !8M E 7H Q Q 4F K E Q 46A J 64H 24Q 1H 2V A 16E V 6M E P J 2N E H I K J 2V 42N7H 426&J 2V 6M EW H 26EL 1J P K H K J 2V 42N7H 426P J 2N E 7P E V 4164H 24Q V 4O 4V E 426H 6S H 7J P 6Q &H 2E 4Q F J Q E VH 26M E 6P A E 42I H P <J 64H 2H I Q E 7J P J 64H 27H 426&J 2H 6M E P 4Q F J Q E VH 26M E 7P E V 41642N 42I H P <J 64H 2H I Q E 7J P J 64H 27H 426!=4B<H 2H <4J KW H 26EL J P K H K J 2V 42N 7H 426P J 2N E 7P E V 4164H 2Q J P E A Q E V 6H J 2J K R U E 6M E J F H O E 1H <7P E M E 2Q 4O E 42I K A E 2142N I J 16H P Q &J 2V N 4O E 6M E N P J 7M 41V 4Q 7K J R !8M E P E Q A K 6Q Q M H S6M J 66M E<H V E K M J Q<H P E P E K 4J F K E J 2V 1H <7P E M E 2Q 4O E 1J 7J F 4K 464E Q !>':?"(6+)S P E 13J N E $K J 2V 42N7H 4267P E V 4164H 2$<H V E K 42N $<H 26E 1J P K H<E 6M H V $7P E V 4164H 2H I P J 2N E @!引言火箭的各级发动机在发射任务的预定位置会与主体分离&作为残骸抛落至地面&如果不采取适当的安全手段&则可能对地面人员和财产产生较大的威胁%现已有研究人员对如何准确建立火箭残骸的轨迹方程并实现落点预测进行了论述&如文献'%,(中的方法%然而上述模型均不同程度存在建模过程过于理想化的问题&均未能充分体现火箭自身的各种误差*分离力*高空风和残骸不定状态等因素的影响&这也是该类模型无法进一步精确的原因所在%上述方法的结果均为残骸落点位置的预测值&但在实际发射任务中受各种不可控因素的影响&落点往往会在一定范围内波动%因此必须对这个波动的范围进行确定才能使任务单位在安全保障和残骸搜索中确定具体的区域%从实际条件出发&能够对所建弹道模型产生影响的因素多种多样&其作用过程交叉重叠&具有极为明显的多维性和复杂性&已经超过一般解析法所能解决的范围&因此蒙特卡洛方法在此处的使用是有必要的%本研究将以文献'*(中成型的残骸落点计算模型为基础&首先分析对落点计算结果可能造成影响的各因素进行分析&确定其影响方式和概率分布&然后利用蒙特卡洛方法进行模拟&进而得到包含倍标准差的落点范围&尽可能的将残骸影响范围概括在内&使模型更加具有实际使用的准确性和覆盖性%A !蒙特卡洛方法A C A !蒙特卡洛方法基本介绍法国数学家X A I I H 2于%'世纪首次提出使用随机投针的方式来估算圆周率&虽然受限于当时的实验条件&其结果!投稿网址 S S S!0Q 01K R3U !1H <Copyright ©博看网. All Rights Reserved.第$期张!骁&等)""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测#%#$!#精度并不高&但却充分体现了蒙特卡洛方法的思想%进入"#世纪中后期随着计算机的进步和核物理领域对随机实验需求的增长&蒙特卡洛方法得到了充分发展&目前已广泛运用到了不确定性分析*粒子输运*数理统计*可靠性分析*经济学*稀薄气体动力学等领域%使用解析方法或数值方法可以有效的*确定的解决各种问题&但在实际应用领域中的各种条件与关系往往十分复杂&数学模型只能在其大体正确的方向上进行充分简化才有可能求解&而这样的结果却可能与实际情况已相去甚远%而蒙特卡洛方法却能够在条件关系相对复杂或高维性突出的情况下对复杂系统直接进行模拟&决定了其具有强大的发展生命力%随着计算能力和算法的发展&随机数的产生和随机抽样方法已经得以可靠解决&在基本蒙特卡洛方法的基础上&马尔科夫链蒙特卡洛方法*拟蒙塔卡洛方法*序贯蒙塔卡洛方法等方法得到了广泛应用'&(%同时&蒙特卡洛方法又被比喻为,最后的方法-&意为在能够使用解析方法或数值方法时尽量不要使用蒙特卡洛方法&也意为在其他方法都不能解决问题的情况下&也一定能通过蒙特卡洛方法进行模拟&它是解决问题的最后的方法%A C B !直接模拟方法简介直接模拟法是指基于蒙特卡洛方法最基本的概率模型的方法&不使用任何的技巧来降低统计量的方差&也不需要任何的技巧来加速收敛%这样的方法虽然在效率和精度上受一定的限制&但由于方法直观&每次模拟的计算量需求较小&因此仍是不能被忽视的重要基本方法%根据蒙特卡洛方法的定义&直接模拟法在进行每次模拟时&均从随机变量\的概率分布&!."中随机抽取样本值\3&根据统计量与随机变量的函数关系得到H !\3"&在进行4次模拟之后&可得到统计量的估计值为)E H $%4'43$%H !\3"!%"!!根据蒙特卡洛方法的基本框架&将方法步骤总结为以下+步'&'()%"建立概率模型%通过对实际问题或复杂系统的详细研究&找到影响统计量的一个或多种随机因素&并使用一定的概率模型来描述随机因素本身%""建立样本空间%采用随机抽样的方法从概率模型所涵盖的所有样本中抽取出足够数量且具有代表性的样本空间%具有多种随机因素时&需确保各随机因素之间的独立性&包括概率模型的独立性和抽样方法的独立性%$"确定和选取统计量%在确定统计量与各随机因素之间的函数关系后&将各样本空间值随机对应后分别代入函数关系进行反复模拟&得到统计量的多次取值%+"统计分析%统计量的平均值即为受多种随机因素影响的统计量的估计值&统计量的正负三倍均方差i $(即为((;&]置信区间%B !分离点参数影响分析根据文献'*(中已建立的模型&对残骸落点计算结果具有决定性影响的*个数据包括分离点在发射坐标系中的位置.*@*/与速度在发射坐标系中的$个分量K .*K @*K /%基于各种原因&所获得的这*个数据必然存在一定误差&这些误差通过模型中的积分传导一步步影响到最后落点计算的结果%本节将分别通过解析法和蒙特卡洛法对此进行初步分析&为后两节中实际问题的解决做好理论和算法铺垫%B C A !解析法分析对应分离点*个数据存在的误差&分别使用L .*L @*L/*L K .*L K @*L K /表达%此处可近似将残骸视为弹头&因两者与火箭本体分离后都只存在被动段运动&因此其射程同样都基本被分离点的*个数据所决定%根据文献'((&在弹道学中&在暂时不考虑地球自转以及其他影响因素的情况下&弹头落点的纵向误差L 8*横向误差L ,与分离点*个数据之间的关系可分别使用以下两个表达式近似L 8:*8*K .L K .?*8*K @L K /?*8*K /L /?*8*K @L @!""L ,:*,*K /L K /?*,*/L/!$"由式!""!!$"可知&分离点数据误差对残骸落点纵横误差影响的大小主要取决于L K .*L K /*L @*L /前的误差系数的大小%参考某实际发射任务中远程火箭残骸弹道数据&可大概得L 8和L ,的误差系数分别为)*8*K @:&##$*8*K @:"%#$*8*K /:%,$*,*K /:%"#$*,*/:#_#"$将系数代入式!$;""!$;$"后可近似得到)L 8:&##L K .?"%#L K /?%,L /?"%#L @!+"L ,:%"#L K /?#_#"L/!,"!!由此可见&分离点的残骸速度和位置参数对落点的影响是十分明显的&尤其是残骸速度%如果分离时残骸在.方向的速度误差有%<+Q &则传导至落点附近就会产生约&##<的纵向误差&如果残骸在/方向的速度误差达到%<+Q &则传导至落点时的横向误差就会达到%"#<%B C B !代入法分析以某次发射任务中残骸的弹道数据为例&通过将带有误差的分离点数据代入模型进行计算的方式&对比验证";%中解析法的分析结果&定量分析分离点*个数据的小量变动具体会对落点计算的结果产生多少影响%初始分离点数据如表%所示&现将*个数据增大%<或%<+Q &代入文献'*(所建模型后得到六组结果&制作图%%如图%和表%所示&在分别对分离点六项数据增大%<或%<+Q 的情况下&只有在对速度的$个分量增大时才会对残骸落点结果产生明显变化%图中点%为不加分离点误差的情况下原落点位置&经过黑色.点的线表示发射方向&即纵向误差方向%在仅误差[%时&落点为点"所示位置&可见此时因的单独增加&几乎只有纵向误差增大&横向误差仅有微量变化%在仅误差[%时&落点为点$所示位置&可见此时因的单独增加&同样几乎只有纵向误差增大&横!投稿网址 S S S!0Q 01K R3U !1H <Copyright ©博看网. All Rights Reserved.!!计算机测量与控制!第$%""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""卷#%#+!#表%!分离点误差[%时残骸落点变化.+<@+</+<K .+!<+Q "K @+!<+Q "K /+!<+Q "GW -X 原数据%"&",*'',(*;+5$'"!,$#"*!**%,#(!,"5&!$',%%&!%,%+"'!#+,.误差%"&",&'',(*!+5$'"!,$#"*!**%,#(!,"5&!$',%%&!%,%+"'!#+,@误差%"&",*'',(&!+5$'"!,$#"*!**%,#(!,"5&!$',%%&!%,%+"'!#+,/误差%"&",*'',(*!+5$'%!,$#"*!**%,#(!,"5&!$',%%&!%,%+"'!#+,K .误差%"&",*'',(*!+5$'"!,$#"&!**%,#(!,"5&!$',%%&!%,+'"'!#+($K @误差%"&",*'',(*!+5$'"!,$#"*!**%,%#!,"5&!$',%%&!%,,""'!#+((K /误差%"&",*'',(*!+5$'"!,$#"*!**%,#(!,"5*!$',%%&!%,,%"'!#+$#图%!分离点误差[%时残骸落点示意图向误差仅有微量变化%在仅误差[%时&落点为点+所示位置&可见此时因的单独增加&纵向误差和横向误差均变化明显%通过代入法验证得到的结果与解析法中分析的情况基本相符&可充分证明分离点参数对落点计算的结果是存在明显影响的&即使是速度分量的细微变化都会对残骸落点计算的结果产生几百上千米的误差影响&因此在使用蒙特卡洛方法对误差范围进行预测的时候&不能忽略可能对分离点数据造成误差的影响因素%D !单项因素影响分析D C A !推进剂影响分析推进剂作为火箭的能量来源&对火箭的弹道参数有着决定性的直接影响%$;%;%!混合比偏差如图"所示&推进剂流量和推力是发动机中的主要内容&是影响火箭射程的最主要原因&也是影响残骸分离点参数的重要因素之一%混合比标准偏差与混合比非标准偏差之和即为混合比总偏差&是影响发动机特性的最主要因素&其中混合比非标准偏差又占据主要地位'%#%%(%推进剂质量混合比是指液体火箭发动机氧化剂的质量流量与燃料的质量流量之比%理论上来说&火箭发动机按照额定混合比进行燃烧后&所有推进剂应当刚好消耗完毕&但实际上&发动机在工作结束后仍会有一定的推进剂剩余&此即混合比偏差%引起混合比偏差的因素分内在和外在&对于外在因素引起的偏差可通过计算来补正&而基于内在因素产生的偏图"!发动机特性影响因素差则是随机的&一般服从正态分布&往往只能通过实验来验证%推进剂密度偏差*推进剂饱和蒸汽压偏差和推进剂静压差共同构成了混合比非标准偏差&同时三者又主要受推进剂发射温度偏差的影响%该温度偏差为外在因素&对发动机特性偏差起最主要的影响&也即发动机方面对残骸分离点参数影响最大的因素%针对海基核火箭来说&推进剂发射温度主要受舱室温度的影响&在目前温度控制水平下&艇上火箭在发射前能够通过空调保持在稳定温度&因此可忽略由此导致的偏差%$;%;"!推进剂质量偏差目前某海基火箭的起飞质量中'#]左右均为推进剂质量&加注质量偏差是火箭起飞质量偏差的最主要组成部分&将对分离点参数产生直接影响%一般推进剂加注总质量会超过%##6&在保障单位的实际加注过程中&只能通过控制!投稿网址 S S S!0Q 01K R3U !1H <Copyright ©博看网. All Rights Reserved.第$期张!骁&等)""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""基于蒙特卡洛方法的火箭残骸落点范围预测#%#,!#加注体积来控制加注质量&由此存在以下几点原因导致加注质量偏差)%"推进剂加注过程中环境温度带来的误差%加注过程一般在洞库进行&温度相对稳定&但随季节变换仍会有i "f 的误差%""容积测量偏差%该误差包含两部分&一是加注系统流量计本身的误差&二是核火箭推进剂参考液位的容积标定存在误差&两者作用之下会产生可观的推进剂加注容积测量误差%该误差属于随机误差&符合正态分布规律%$"加注过程引起推进剂升温%加注设备运行时间较长&自身发热明显&对推进剂会产生加温效果%根据文献显示&推进剂经管路被加注到储箱的整个过程中会发生5%!";,f 的温度变化&引起推进剂密度变化&从而产生质量偏差%在上述三条因素作用之下&推进剂实际加注质量与标准质量存在较大误差&符合正态分布规律&其$值约占海基核火箭总起飞重量的#;,]&对分离点参数可能产生明显影响%D C B !动基座误差影响分析海基火箭为保证自身发射的成功率和精准度&对发射时发射平台的状态是有严格要求的&平台的速度*加速度*偏转角*晃动加速度均要保持在一定范围内&因为初始发射状态对海基火箭具有极大影响%同样的&初始发射状态对本章所关心的分离点参数也必然具有较大影响%这里的海基平台属于典型的动基座&其在水中航行时存在的*自由度的运动&其晃动加速度*平移加速度和相对地球运动柯氏加速度对火箭制导装置的调平会产生较大影响%在平台上进行瞄准的难度较大&而对远程火箭来说瞄准过程中的分级别误差就可能对最终结果带来上万米的偏差%动基座对瞄准造成的影响主要存在于两个方面&一是对平台调平的影响&二是引入真北基准过程中的误差'%"(%海基火箭的导航系统无法获得真北方向&目前只能通过光电瞄准方式将海基平台自身导航系统的北向基准传递给火箭&并以此为火箭的真北基准%这一过程不仅传递了平台自身的导航误差&还带来了光电瞄准过程中的新误差%同时平台的纵摇和横摇也影响光电瞄准的精准度'%$(%上述误差虽然可通过一些方法进行滤波或补偿&但必然无法完全消除&在本研究中将对分离点参数产生一定影响&因此可简化认为动基座误差影响最终归类到分离点参数误差中%D C D !制导系统误差影响分析在内外各种干扰的影响下&火箭的运动必然会产生偏差&制导系统的作用就是通过修正来消除这些误差对精度的影响%由于制导系统本身存在误差且制导方法的不完善&制导系统并不能完全消除由内外因素产生的误差&称为制导误差%目前某海基火箭在主动段采用惯性制导方式&在主动段终点的误差主要来源就是制导系统的误差%根据理论可知&制导误差分为制导方法误差和制导工具误差%火箭所用的制导方法均需对弹道飞行过程中所遇条件和状况为基准&设计一定方法来针对性消除这些误差%而实际飞行条件定然与设计飞行条件不完全相符&因此既定的制导方法就无法消除这些误差%随着制导技术的发展和对地球物理的研究&制导方法误差已经削减到了较小的范围'%+(%以惯性导航为例&制导工具误差主要包括加速度计*陀螺仪*平台和计算机等工具的误差所引起的落点误差!本研究指分离点误差"%一般来说在主动段结束位置的所有误差中&制导工具误差占总误差量在&#]左右'%,(%在$;%和$;"中所论述的推进剂影响与动基座误差均是制导系统工作需要消除的误差&因此可将三者的总误差合一代入模型中进行计算%D CE !分离力影响分析目前在火箭进行级间*发动机分离时一般可采用两种方法&一是采用爆炸分离的方式&二是采用反向喷流的方式%无论哪种方式都可简单理解为通过分离力的影响断开飞行器主体与发动机残骸之间的连接&产生速度差&进而使两者之间产生位移差&达到分离的效果%本模型采用的初始状态来源于火箭在分离时刻的运动状态与位置&严格来说此时采集的数据仅代表火箭本体而非发动机残骸&因为此时两者已经进行了分离动作&实际已经产生了速度差和位移差%为准确预测残骸的落点范围&必须对分离力进行分析&量化其对残骸速度与位置的具体影响&进而可通过蒙特卡洛方法预测由分离力所造成的落点范围变化%$;+;%!爆炸分离影响分析火箭一般通过使用分离类火工装置来实现爆炸分离&该类火工装置在过程中共起到两方面作用&一是在分离之前保证前后两个分离部件能够可靠的连接并工作$二是在执行动作时能够确保可靠分离且不影响设备正常运行%分离火工装置主要有点式和线式两种&前者包括爆炸螺栓和爆炸螺母等&后者主要包括聚能切割索和分离膨胀管等'%*(%爆炸分离的过程涉及冲击动力学领域的多学科知识&从理论上来量化爆炸分离过程对火箭发动机残骸产生的影响是较为困难的&需另行建模%因此较为可行的方法是对此进行实验来观察和记录同等条件下爆炸分离对残骸的影响%但目前的发射任务单位并没有实际能力对分离过程进行模拟也无法获得实际任务中残骸在分离过程中的受力情况与运动状态'%&(%$;+;"!反向喷流影响分析反向喷流同样被广泛运用在航天分离机构中&相较爆炸分离方式而言&反向喷流对发动机残骸带来的影响更便于量化&本节将主要对此进行研究并应用到模型中代表分离力的影响%反向喷流装置动作前&分离机构依靠锁扣或销钉将火箭主体和发动机连在一起&装置动作时&分离机构接受控制系统的命令点燃分离电爆管&该电爆管的爆炸力较小&仅用于将锁扣或者销钉打开&同时高温高压的燃气将进入发动机头部的反推喷管&产生反向推动力&促使火箭主体!投稿网址 S S S!0Q 01K R3U !1H <Copyright ©博看网. All Rights Reserved.!!计算机测量与控制!第$%""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""卷#%#*!#与发动机分离'%'(%根据工业部门资料显示&某型采用反向喷流装置的发动机自身质量<约为%*##3N &反向喷流作用时长约#;$i #;#,秒&期间平均作用力约+###?&该力的方向与发动机运动方向相反&根据动量定理有公式)B =U #B =>$K S O S!*"=U #=>$K S O SB!&"!!虽然在此过程中残骸还受空气阻力和地球引力作用&但考虑分离力与不考虑分离力前后仅有反向喷流作用力K S这一项差别&因此可近似认为作用前后的速度差如式!$;&"所示&计算得速度差为5#;&,i #;%",<+Q%根据分离时刻弹道倾角和偏向角的大小&可将该速度差换算至速度坐标系中&即可将分离力对残骸落点的影响转换为分离点参数误差的影响进行计算%D C F !高空风影响分析在航天发射所关注的气象学问题中&将风分为浅层风和高空风%浅层风变化剧烈&对初期发射时的姿态控制有较大影响&甚至在条件恶劣时会造成无法完成发射任务&为此&需统计历年的测量资料&对浅层风的运行规律和阵风特征进行掌握%高空风一般关注的是位于浅层风以上至$#3<高度之间的大气运动&会对弹道火箭的运行安全和精度产生重要影响&一般重点关注其水平运动状态&其风向以正北为#\&沿顺时针方向增大%发动机残骸因自身比值较大&更容易受到风力影响&低空风因为涉及范围较小&在残骸不带有缓降措施的时候几乎可以忽略不计&而高空风因为涉及高度范围广*风力大&因此应当使用一定方法将其计算在内%高空风因距离地面较远&只受地转偏向力的作用&因此风向最终是与等压线平行的&其运行存在一定规律&但要想准确探测却也并不容易%通常需要使用仪器观测飞升气球在一定时间内的运动与轨迹来推算高层大气的平均风向和风速&还可使用雷达*导航*卫星等测风方式%但任务部队的实际测控能力往往有限&甚至在海上机动时连浅层风和海况都无法得知&因此只能根据一般性规律对高空风的影响进行一定量化'%("#(%残骸分离后已经位于空气极为稀薄的高空&再入$#3<大气后才再次受到高空风的影响&正如第二章对残骸弹道的分析&在此过程中残骸速度骤减&其在稠密大气层中的实际飞行距离较短&即可采用目标地的高空风状况进行近似计算%文献'"%(对高度在%##3<以下风场进行了研究&这里使用文献中给出的某中纬度地区高空风测量值进行计算&如表"所示%根据表"可知&目标地区的高空风风速K S 与风向S \均呈现一定规律&考虑$#3<以上时空气极为稀薄&因此在,小于$#3<的位置建立K S *S \与高度,的映像关系),;K S!'",;S \!("!!表"!某中纬度地区某时不同高度风向和风速表高度+3<风速+!<+Q "风向+!\"#!,%';*"(%;(,!%#&;#$"*;#%#!%,%+;&$##;#%,!"#%*;$"&';#"#!","#;*"*+;#",!$#+,;("*+;#$#!$,+,;&"*";#$,!+#&#;'"**;#实际上高空风与高速运动中的残骸的相互关系是较为复杂的&这里进行一定的简化&通过其风向和风速直接计算高空风作用在残骸之上的力&然后将这个力分解到发射坐标系中&在每一步积分计算加速度的时候将这个力代入%同时为不失一般性&假设风向为随机&平均分布在#\至$*#\之间&风力仍按照式!'"进行表示&并假设存在i %#]的测量误差&误差符合正太分布%考虑到此处风向实际为残骸所在位置的风向&其正北方向与发射坐标系*速度坐标系等均无法一一对应&因此需要找到合适的方法将高空风带来的阻力转换到发射坐标系中%可以残骸所在位置为原点&地理正北为.轴正方向&垂直于地面过原点向上为@轴正方向&/轴与.轴和@轴成右手螺旋关系建立高空风坐标系.S @S /S %因残骸处于运动之中&该方法建立的坐标系的地理正北即.轴方向也处于随时变化之中&因此需要在每个积分周期中都重新建立新的坐标系%在该坐标系中计算高空风阻力后&使用坐标转换的方法依次换至地心直角坐标系*发射坐标系&然后可代入发射坐标系中计算考虑高空风之后的残骸加速度并积分得到弹道和落点信息%排除其他因素干扰&仅将高空风影响代入模型&使用蒙特卡洛方法反复计算%###次&得到图$和图+%图$!考虑高空风影响的蒙特卡洛方法落点预测结图$中三角标记表示不考虑高空风影响时对文献'*(中例+的落点计算位置&黑色星号为考虑高空风影响后的!投稿网址 S S S!0Q 01K R3U !1H <Copyright ©博看网. 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python非对称随机漂移量

python非对称随机漂移量

python非对称随机漂移量摘要:1.非对称随机漂移量概念2.应用于Python 中的随机数生成3.非对称随机漂移量的优势4.Python 实现非对称随机漂移量的方法5.实际应用案例正文:非对称随机漂移量(Asymmetric Random Drift)是一种随机过程,它模拟了现实世界中很多系统的演变过程,如金融市场、网络流量等。

与传统的对称随机漂移量相比,非对称随机漂移量在概率密度函数的形状上有所不同,这使得它在某些应用场景中具有更好的表现。

在Python 中,我们可以利用非对称随机漂移量来生成更符合现实世界特点的随机数。

这不仅可以提高模拟的精度,还可以帮助我们更好地理解和分析现实世界中的现象。

非对称随机漂移量的优势主要体现在以下几个方面:1.更接近现实世界的随机过程:非对称随机漂移量在概率密度函数上具有更复杂的形式,这使得它生成的随机数更接近现实世界中的随机过程。

2.更高的生成效率:与传统的对称随机漂移量相比,非对称随机漂移量在某些情况下可以生成更多的随机数,从而提高模拟的效率。

要在Python 中实现非对称随机漂移量,我们可以使用一些现有的库,如NumPy 和SciPy。

这里,我们以NumPy 为例,介绍如何生成非对称随机漂移量:```pythonimport numpy as npdef generate_asymmetric_random_drift(shape, scale=1.0):"""生成非对称随机漂移量参数:shape:随机数的形状scale:随机数缩放因子"""# 生成一个形状为shape 的随机数矩阵random_matrix = np.random.randn(shape[0], shape[1])# 对随机数矩阵进行缩放random_matrix *= scale# 计算非对称随机漂移量asymmetric_drift = np.mean(random_matrix, axis=0)return asymmetric_drift```以上代码定义了一个名为generate_asymmetric_random_drift 的函数,用于生成非对称随机漂移量。

受限玻尔兹曼机结合聚类的特异点挖掘方法

受限玻尔兹曼机结合聚类的特异点挖掘方法

受限玻尔兹曼机结合聚类的特异点挖掘方法受限玻尔兹曼机(Restricted Boltzmann Machine, RBM)是一种用于学习概率模型的神经网络模型,被广泛应用于聚类、特征学习和异常检测等领域。

本文将介绍基于受限玻尔兹曼机结合聚类的特异点挖掘方法。

特异点挖掘(Outlier Detection)是指在数据集中发现与其他样本明显不同的异常点。

传统的特异点挖掘方法主要基于统计学方法,如基于距离的方法、基于密度的方法和基于分类的方法等。

然而,这些方法在处理高维数据和非线性数据方面存在一定的局限性。

首先,在数据集上训练受限玻尔兹曼机模型。

使用无监督学习的方式,通过最大似然估计或对比分歧等方法训练模型。

这一步的目标是学习到数据集的概率分布模型。

然后,通过受限玻尔兹曼机模型计算样本的重构误差。

利用受限玻尔兹曼机的生成过程,将样本输入模型并通过正向传播计算得到生成样本,再将生成样本通过反向传播计算得到重构样本。

通过计算样本与重构样本之间的差异,可以得到样本的重构误差。

接下来,将得到的重构误差用于聚类。

根据样本重构误差的大小,可以将样本分为正常样本和异常样本两类。

其中,重构误差较小的样本可以认为是正常样本;而重构误差较大的样本则可能是异常样本。

最后,对于被分类为异常样本的样本,可以进一步分析其特征和原因。

可以通过可视化方法、对比分析或者领域知识等方式,从异常样本中挖掘出异常规律和隐藏信息。

基于受限玻尔兹曼机结合聚类的特异点挖掘方法具有以下优势:首先,受限玻尔兹曼机可以学习到数据集的概率分布模型,能够适应非线性和高维数据。

不同于传统的特异点挖掘方法,受限玻尔兹曼机能够更好地挖掘复杂数据之间的潜在关系。

其次,通过计算样本的重构误差,可以定量地衡量样本与生成样本之间的差异。

重构误差越大,样本越可能是特异点。

这种方法不依赖于传统的统计学方法,能够更好地应对非线性和高维数据的挖掘需求。

最后,通过对被分类为异常样本的样本进行进一步分析,可以深入挖掘异常样本的特征和原因。

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JAST
, Vol. 6, No. 1, pp 37 44 c Iranian Aerospace Society, Winter 2009
Research Note
Gyroscope Random Drift Modeling, Using Neural Networks, Fuzzy Neural and Traditional Time-Series Methods
A. A. Nikkhah1, P. Heydari2 , H. Khaloozadeh3, A.P. Heydari4
In this paper statistical and time series models are used for determining the random drift of a dynamically Tuned Gyroscope DTG. This drift is compensated with optimal predictive transfer function. Also nonlinear neural-network and fuzzy-neural models are investigated for prediction and compensation of the random drift. Finally the di erent models are compared together and their advantages are discussed.
widely employed for its high reliability, low cost and long life. However, due to the in uence of the DTG's making techniques and inherent structural character, drift is an intrinsic property of the DTG, and drift error is one of the main factors which a ect the precision of the DTG or even the inertial system 11 . In order to reduce the drift error, some drift models, including mathematical models and physical models, are initiated to nd the law of the drift error and then compensate for it. Mathematical modeling of gyroscope random drifts has been started with prototype production of the gyroscope simultaneously, and it is still continued. References 1-10 are several examples in this category. Models with Kalman lter and state space realization are presented in 1 , 4 . Also some models have been introduced for non stationary random processes in 2 and the Reference 10 only shows statistical modeling studies. In recent years in addition to linear traditional methods, nonlinear methods are also being used, especially neural network method, which is a powerful nonlinear tool, 6 , 7 . In reference 6 , a gray rst order model with wavelet processing is used for random drift modeling. Fan 5 addressed a grey modeling method based on the grey theory which was employed in the gyro drift model. However, it was only roughly done without any precision. Some of the above-mentioned models have advantages based on the type of the random drifts. For example, random drift with the long period, which is studied more has di erent behaviors in comparison with the short period random drift. In long periods
Dynamically Tuned Gyroscope DTG is a kind of Two-Degree-of-Freedom mechanical gyroscopes in which a dynamically tuned exure and gimbal mechanism both support the rotor and provide angular freedom about axes perpendicular to the spin axis. In this type of gyroscope, spinning rotor is related to gimbals by means of elastic torsion bars and rotor assay is spinning in a special speed, which is called tune speed. In this special speed, because of the adjustment of the gimbal inertia, exure spring rate, or the spin rate of a rotor suspension system, the dynamically induced negative spring rate cancels the spring rate of the exure suspension and makes the gyro free for small angles of rotation. In Inertial Navigation Systems INS based on Stable Platforms, DTG works as free gyro or Integrating gyro open loop, and in Strapped down Inertial Navigation Systems SINS, DTG works as Rate Gyro with a closed- loop control of gyro. Usually DTGs are made with one or two gimbals however, theoretically it may have three or more gimbals 18 . The dynamically tuned gyroscope DTG is
1. 2. 3. 4.
ห้องสมุดไป่ตู้
INTRODUCTION
Assistant Professor, Dept. of Aerospace Eng., K.N.Toosi Univ. of Tech., Tehran, Iran, Email:Nikkhah@kntu.ac.ir. Faculty Member, Islamic Azad Univ., Roudehen Branch, Tehran, Iran. Associate Professor, Dept. of Electrical Eng., K.N.Toosi Univ. of Tech., Tehran, Iran. M.Sc. Student, Dept. of Electrical Eng., Amirkabir Univ. of Tech., Tehran, Iran.
38 of time, gyro random deviation is non-stationary, and the models presented for them are no more valid and accurate for short period deviations of gyro. As a result, every produced gyroscope based on its design, and assembly process, has a di erent random drift, and needs its special studies. In this paper, statistical and time series models as well as nonlinear neural-network and fuzzy neural models are used for determining the random drift of a Dynamically Tuned Gyroscope DTG and based on the models mentioned above, the short period random drift is compensated for with an optimal predictive transfer function. The rest of the paper is organized as follows. The rst section brie y describes the time series statistical modeling on DTG random drift time series. The second section discusses linear time series models AR Auto Regressive, MA Moving Average and ARMA Auto Regressive Moving Average, for DTG random drift modeling. The random drifts are compensated for using an optimal predictive transfer function. In the last two sections, nonlinear neural network and Fuzzy neural methods are used to predict and compensate for gyro random drifts. Statistical modeling of the random process is as an essential step in the modeling and description of random signals. The random process which occurs in the gyroscopes is called Random Drift. Exact de nition and methods of random drift testing is found in 11 . Brie y, random drift is the variance of mean drift in di erent periods of time in the absence of any input signal. In Figure 1, the raw data of the measured output of random drift for a DTG is shown. A characterization of the noise and other processes in a time series of data as a function of averaging time is Allan variance. It is one half the mean value of
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