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公开(公告)号：CN110118777A
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201910359878.7
申请日：2019-04-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及航天系统检测领域，尤其为一种控制系统系统集成智能检验台，包括控制系统系统集成智能检验台，所述控制系统系统集成智能检验台由图像检测识别模块、智能检验台硬件台体模块和检验数据管理系统模块组成，且所述智能检验台硬件台体模块包含台面、设备转盘、三维滑台和滑台控制驱动器，所述台面上端一侧设有图像显示屏，所述台面上端靠近图像显示屏处设有设备转盘，所述设备转盘上端设有待检验物体，所述设备转盘上方倒置安装有三维滑台，所述三维滑台一侧固定连接有滑台控制驱动器，所述三维滑台下端端部载有摄像设备。本发明解决了由于目前航天设备检验过程依靠人工检测，检验工作强度大，人员疲劳的问题，解放了劳动力。
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公开(公告)号：CN109597410A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811437340.5
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种自主路径规划的可移动测试台及自主寻路方法，自主移动系统承载测试设备，接收人为输入的地点信息，进行路径规划，进行路径优化获取最优路径，依照最优路径达计算出运动信息；自适应电缆支撑架用于支撑测试设备与外部连接的电缆，使得电缆连接处的弯折角度满足角度阈值要求。本发明可以代替测试人员将设备自主移动到指定的测试工位，减少人力成本，减少了搬移过程中可能对设备造成的损伤。同时在高电离辐射环境下，代替测试人员完成测试，为测试人员职业安全提供保障。本发明可快速构建试验室环境地图，减少前期准备工作，也不需要对试验现场进行改造，就可以应用于陌生的测试环境中，大幅提高了测试台的应用范围。
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公开(公告)号：CN108897305A
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201810695931.6
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种控制系统系统集成交付立体测试平台，包括主体框架、供配电系统，静电释放系统，视觉识别及执行系统，惯性器件隔离系统；主体框架为三层结构，上层设置托板，托板用于布置飞行控制系统单机；中层用于布置飞行控制系统电缆网主体结构；下层用于布置测试飞行控制系统的测试发射控制系统单机、测试设备以及供配电系统；供配电系统为立体测试平台供电。本发明的主体框架为三层结构，将飞行控制系统单机、飞行控制系统电缆网、部分测试发射控制系统单机分层布置，布局清晰，便于电缆的连接、查找及更换，避免人员的误操作；有效减少电缆网测试过程中损伤的风险；有效减少了不同种类电缆交叉重叠，提高了测试效率。
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公开(公告)号：CN106813663A
公开(公告)日：2017-06-09
申请号：CN201710103363.1
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种惯性导航数据与卫星导航数据同步方法，包括如下步骤：获取惯性导航数据，获取卫星导航数据；提取卫星导航秒脉冲时刻t，提取卫星导航秒脉冲时刻t前后两个时间点t1、t2的惯性导航数据，计算卫星导航秒脉冲时刻t与t2之间的间隔时间tGPS，tGPS＝t2‑t；计算比例系数Kr：T为两个时间点t1、t2之间的时间间隔；计算t时刻惯性导航位置参数和速度参数；计算t时刻的惯性导航姿态四元数。本发明利用两个惯性导航时刻的数据换算获得秒脉冲的发送时刻的惯性导航数据，实现了惯性导航数据与卫星导航数据同步，提高了数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN106802150A
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201710115355.9
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C21/16 , G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种基准偏差消除方法及装置。该方法包括：获取从惯性测量组合相对于主惯性测量组合的方位差；采集主惯性测量组合和从惯性测量组合的加速度计信息；计算主惯性测量组合和从惯性测量组合的不水平度；根据所述方位差和所述不水平度，计算从惯性测量组合到主惯性测量组合的基准转换矩阵；当主惯性测量组合切换至从惯性测量组合后，利用所述基准转换矩阵，消除运载器惯性导航数据的基准偏差。本发明解决了目前惯性测量组合进行切换后，运载器惯性导航数据会产生基准偏差，进而影响运载器飞行控制精确度的问题，实现了消除运载器惯性导航数据基准偏差，提高运载器飞行控制精确度的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105841697A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610177998.1
申请日：2016-03-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C21/165 , G01C21/20
Abstract: 本发明涉及一种多源惯性导航信息合理性判别方法，属于组合导航技术领域，具体涉及一种应用于惯性?卫星组合导航技术领域，该方法能够在多套惯性导航信息解算单元配置情况下，对惯性导航信息的合理性进行判别和信息进行决策。本发明的方法通过对单拍数据进行有效性判别，以剔除出现故障的惯性解算单元发送的惯性导航信息，提高惯性导航信息的正确性；本发明的方法能够适应通信故障造成的惯性导航信息部分缺失现象，用通信正常的惯性导航信息进行组合导航计算，提高所使用的惯性导航信息的可靠性。
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公开(公告)号：CN112284186B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202011017210.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。本发明主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
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公开(公告)号：CN110104218B
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN201910316168.6
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角非线性补偿方法和装置。方法包括：确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算对机架变形角的预偏角非线性补偿角度；将计算出的预偏角非线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，有效提高了火箭的姿态控制精确度。
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公开(公告)号：CN112363518A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011018944.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
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公开(公告)号：CN106997053B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710103365.0
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：将三套捷联惯性组件，分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，判断捷联惯性组件的一致性。本发明在振动环境中，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。
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