公开(公告)号：CN118444746A

公开(公告)日：2024-08-06

申请号：CN202311786979.5

申请日：2023-12-22

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 邹莹 ,  张国伟 ,  赵欣 ,  王成

IPC: G06F1/12 ,  G06F13/42

Abstract: 本发明公开了一种应用北斗授时的分布式仿真同步方法及系统，其中，该方法包括：利用时钟板卡接收授时系统提供的PPS秒脉冲，时钟板卡读取PPS秒脉冲的状态；判断PPS秒脉冲是否为PPS秒脉冲上升沿，如果不是PPS秒脉冲上升沿则等待下一个仿真周期；如果是PPS秒脉冲上升沿，读取授时时间，将授时时间转换为当地时间；将当地时间与预设同步开始仿真计算时间进行比较，若当地时间与预设同步开始仿真计算时间一致时，则进入仿真循环内开始仿真。本发明保证了分布式仿真系统内的时钟的同步。

公开(公告)号：CN106568464A

公开(公告)日：2017-04-19

申请号：CN201610999418.7

申请日：2016-11-14

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  杨业 ,  刘茜筠 ,  王成 ,  郭涛 ,  桑德彬

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/20

CPC classification number: G01C25/005 ,  G01C21/20

Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。

公开(公告)号：CN106568464B

公开(公告)日：2019-06-18

申请号：CN201610999418.7

申请日：2016-11-14

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  杨业 ,  刘茜筠 ,  王成 ,  郭涛 ,  桑德彬

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/20

Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。

公开(公告)号：CN106477071A

公开(公告)日：2017-03-08

申请号：CN201611060667.6

申请日：2016-11-25

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  杨业 ,  刘茜筠 ,  王成 ,  郭涛 ,  桑德彬

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。

公开(公告)号：CN106477071B

公开(公告)日：2019-06-18

申请号：CN201611060667.6

申请日：2016-11-25

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  杨业 ,  刘茜筠 ,  王成 ,  郭涛 ,  桑德彬

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。