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公开(公告)号：CN106643726A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611051763.4
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种统一惯性导航解算方法，步骤包括：1、更新计算地固坐标系到导航坐标系的转换矩阵2、更新计算固联坐标系到导航坐标系的转换矩阵3、更新计算载体在地固坐标系下的速度矢量4、根据载体在地固坐标系下的速度矢量，更新计算载体在地固坐标系下的位置矢量；并根据所述速度矢量更新载体在地理坐标系下的位置坐标；5、重复步骤1～4，在设定的惯性测量时段内，迭代计算得到每个时刻的载体在地固坐标系下的速度矢量、载体在地固坐标系下的位置矢量，以及载体在地理坐标系下的位置坐标。该方法针对捷联式惯性导航系统和平台式惯性导航系统，给出了统一了导航方程，相对于传统解算方法既降低了计算量，又具有更广的适应性。
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公开(公告)号：CN104296747B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201410584814.4
申请日：2014-10-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统一维定位方法，在火箭橇试验中的每一时刻，通过姿态角更新确定姿态变换矩阵，获得运动方向加速度误差后，通过公式计算得到姿态角、速度、位置误差值，并进行速度和位置的导航解算。在定位结束后，从导航结果中扣除误差，得到真值。通过本发明进行导航解算可以直接获得在实际运行方向上的导航距离值，并通过误差补偿，减少了轨道坐标系Y、Z轴速度和位置导航误差，进而提高了导航精度。
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公开(公告)号：CN104197954B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201410397823.2
申请日：2014-08-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航系统三维空间落点精度估计方法，当已知惯性导航纵向偏差、横向偏差和高度偏差的标准偏差后，建立空间直角坐标系OXYZ，利用标准偏差可求得一个椭球，在该椭球范围内包含了惯性导航在三维空间中50％的落点。本发明提供了一种描述空间内的惯性导航落点精度估计方法，相对传统的球概率误差(SEP)的描述方法，具有可得到精确表达式、准确描述落点特征的优点。
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公开(公告)号：CN103954302B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201410199159.0
申请日：2014-05-12
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇试验平直轨道设计方法。在选取轨道最低点和方向后，确定轨道的起始点P0，通过偏航角γ和俯仰角β的坐标变换，得到WGS-84坐标系下的轨道坐标，为轨道建设提供连续的地理信息数据。该方法可以为国内火箭橇轨道建设提供一种全新的设计思路，建成的轨道不受地球曲率影响，保持绝对平直，最大限度的节省人力、财力、物力，为火箭橇试验轨道的建设提供更大的应用潜力和理论基础。
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公开(公告)号：CN104215260B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201410419015.1
申请日：2014-08-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇试验等高程轨道设计方法，该方法在大地坐标系中，确定设计思路为等高程轨道，轨道随着地球曲率变化，其次，建立空间直线方程，通过坐标变换，将直线转化到发射点大地直角坐标系，最后通过迭代计算公式，得到WGS-84坐标系下的轨道坐标，变换到发射点地理坐标下的弧线轨道，为轨道建设提供连续的地理信息数据。该方法可以为国内火箭橇轨道建设提供一种长距离轨道的建设思路，建成的轨道高程相等，保持与地球表面曲率一致，最大限度的节约轨道建设成本和人力物力投入，为火箭橇试验轨道的建设提供准确可靠的理论依据和应用基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105698793A
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201610070760.9
申请日：2016-02-02
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明提供了一种四轴惯性稳定平台系统的伺服回路解耦方法，包括如下步骤：1、根据台体上安装的陀螺仪输出的角速度，得到台体在Xp轴、Yp轴和Zp轴上的角速度分量；2、测量得到四轴惯性稳定平台系统内部相对转动的角度和角速度；3、计算台体、内框架、外框架和随动框架的合成转动角速度。该方法可以在平台系统相对转动角度为任意值的情况下，实现无奇异值的伺服回路解耦计算，从而提高了载体无轨迹约束条件下的全姿态适应能力。
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公开(公告)号：CN105571592A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201510946974.3
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C21/18
CPC classification number: G01C21/18
Abstract: 本发明公开了一种双极轴球面网壳结构的球形惯性稳定平台，包括台体、内框架、外框架、随动框架、基座和轴端；其中内框架和和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有镂空结构的球形壳体，该镂空结构通过对两个正交极轴的经纬线分割的网格镂空得到，分布在除轴端和电路安装区域以外的球形壳体上；该稳定平台相对于环形结构的稳定平台，具有等刚度特点，并且有利于与减小干扰误差；相比完全封闭的球形结构的稳定平台，具有良好的热传导和热对流功能，有利于建立良好的温度场。
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公开(公告)号：CN105371868A
公开(公告)日：2016-03-02
申请号：CN201510779607.9
申请日：2015-11-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/16 , G01P15/02 , G01P15/18 , G01P21/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性稳定平台系统加速度计组合误差标定和补偿方法，在惯性稳定平台系统处于静基座的状态下，平台台体相对于惯性空间实现6个正交位置，通过对加速度计组合的数据进行处理后可标定和分离出15个误差系数，并经过误差补偿后可显著减小拟合残差。相比其他误差系数的标定方法，本发明完成了惯性稳定平台系统三个坐标轴加速度计的误差系数标定和补偿，不仅提高了误差系数的标定精度，而且标定过程简单、所需时间短。
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公开(公告)号：CN104457446B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201410712260.1
申请日：2014-11-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，使用GPS和惯性导航系统实现自旋制导炮弹的空中自对准。相比其它自旋制导炮弹的空中自对准方法，本发明实现了自旋制导炮弹空中快速自对准问题，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声的滤除，不仅提高自旋制导炮弹的初始对准精度和导航精度，而且缩短了自旋制导炮弹的初始对准时间，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。
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公开(公告)号：CN103543636B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201310439308.1
申请日：2013-09-24
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G05B13/00
Abstract: 本发明公开了一种动力调谐陀螺仪解耦伺服控制回路，由一个陀螺仪、两个力矩器、一个控制器和一个两输入输出解耦器组成。本发明设计的控制器包含一个二输入控制解耦器、两个相同的二阶积分器和两个相同的滞后超前环节，为2×2维多输入多输出传递函数矩阵，可实现对两个交链回路的解耦；两个积分环节使捷联惯性系统成为一个II型系统，二阶积分环节可消除与常值角速度变化率有关的误差，从而提高伺服回路系统的稳态精度；滞后超前环节可提高系统低频段的动态增益，有利于减小动态误差。在伺服控制回路中增加输出解耦环节，可克服由于伺服回路的两个电流输出值与角速度之间的交链问题，提高捷联惯性系统的输出精度。
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