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公开(公告)号：CN110631580B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201910780325.9
申请日：2019-08-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于原子自旋陀螺仪的单轴惯性平台系统，包括：基座、台体、陀螺仪组合和控制器；其中，所述陀螺仪组合设置于所述台体的上部；所述基座通过轴与所述台体相连接，轴的一端与轴端力矩电机相连接，轴的另一端设置有轴端角度传感器；所述陀螺仪组合包括1个速率陀螺仪和1个原子自旋陀螺仪，该平台的陀螺仪组合采用1个速率陀螺仪和1个两自由度原子自旋陀螺仪，其中速率陀螺仪用来控制平台台体轴稳定，原子自旋陀螺仪用来控制台体另外两个轴的角速率；本发明采用平台与捷联相结合的混合式工作方式，可满足载体的全姿态运动和高精度的使用要求。
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公开(公告)号：CN110411432B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201910610671.2
申请日：2019-07-08
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种SERF原子气室用的双层加热保温装置，包括：外层保温层，中间加热层，内层加热层，无磁加热片，温度传感器以及基于数字PID控制的加热系统。将原子气室紧贴内层加热层，并将无磁加热片和温度探测器置于内层加热层以及中间加热层表面，通过温度探测器采集的温度电信号反馈至基于数字PID控制的加热系统实现内层及中间层的加热控制。通过大功率中间加热层长期加热可以实现对内部系统0.1℃的稳定控制，通过小功率内层加热层长期加热可以实现对原子气室优于0.1℃高稳定性的温度控制，并且通过采用聚四氟乙烯材料做外层保温层避免了因高低温冲击带来的温度不平衡。
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公开(公告)号：CN110411432A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910610671.2
申请日：2019-07-08
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种SERF原子气室用的双层加热保温装置，包括：外层保温层，中间加热层，内层加热层，无磁加热片，温度传感器以及基于数字PID控制的加热系统。将原子气室紧贴内层加热层，并将无磁加热片和温度探测器置于内层加热层以及中间加热层表面，通过温度探测器采集的温度电信号反馈至基于数字PID控制的加热系统实现内层及中间层的加热控制。通过大功率中间加热层长期加热可以实现对内部系统0.1℃的稳定控制，通过小功率内层加热层长期加热可以实现对原子气室优于0.1℃高稳定性的温度控制，并且通过采用聚四氟乙烯材料做外层保温层避免了因高低温冲击带来的温度不平衡。
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公开(公告)号：CN114858182A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210343896.8
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种平台内置式星敏感器失准角在线检测方法，首先搭建平台内置式星敏感器失准角在线检测装置，然后计算六面体坐标系与经纬仪坐标系之间的转换矩阵；计算经纬仪坐标系与星敏感器靶面测量坐标系间的转换矩阵；确定六面体坐标系与星敏感器靶面测量坐标系之间的转换矩阵；根据六面体坐标系与星敏感器靶面测量坐标系之间的转换矩阵确定星敏感器失准角。本发明方法无需对已安装至平台台体的星敏感器进行拆卸，有效缩短了对星敏感器失准角长期稳定性复测的时间，提高了检测效率，是一种切实可行的内置式星敏感器失准角测量方法。
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公开(公告)号：CN110631575B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910779511.0
申请日：2019-08-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于原子自旋陀螺仪的捷联系统，该系统的陀螺仪组合采用1个速率陀螺仪和1个两自由度原子自旋陀螺仪，其中速率陀螺仪用来测量与原子自旋陀螺仪两个敏感轴正交垂直方向的角速度，该角速度不仅用于导航姿态解算，同时还用于补偿原子自旋陀螺仪的正交耦合误差，以提高测量精度；本发明采用捷联工作方式，可满足载体的小型化、全姿态和高精度的运动使用要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114858182B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202210343896.8
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种平台内置式星敏感器失准角在线检测方法，首先搭建平台内置式星敏感器失准角在线检测装置，然后计算六面体坐标系与经纬仪坐标系之间的转换矩阵；计算经纬仪坐标系与星敏感器靶面测量坐标系间的转换矩阵；确定六面体坐标系与星敏感器靶面测量坐标系之间的转换矩阵；根据六面体坐标系与星敏感器靶面测量坐标系之间的转换矩阵确定星敏感器失准角。本发明方法无需对已安装至平台台体的星敏感器进行拆卸，有效缩短了对星敏感器失准角长期稳定性复测的时间，提高了检测效率，是一种切实可行的内置式星敏感器失准角测量方法。
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公开(公告)号：CN114234902B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202111389350.8
申请日：2021-11-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种测试方法，用于对星光平台台体内安装的星敏感器视场角进行自主测量；本发明利用框架式惯性平台自主转位控制调整星敏感器姿态，使得星光模拟器模拟的中心星点分别成像于星光测量系统中星敏感器视场的上下左右边界，进而确定星光测量系统的圆视场大小或方视场大小；本发明采用平台转位替代传统转台控制星敏感器转位的工作方式，可满足测试方法的自主、简单和可靠的使用要求。
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公开(公告)号：CN111624873A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010409047.9
申请日：2020-05-14
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供了一种三轴惯性稳定平台系统伺服回路变增益控制方法，通过实时测量框架角度的值来计算转动惯量矩阵范数，以正实时修正伺服回路控制器的增益，消除转动惯量的变化对伺服回路的静态精度和动态精度影响。本发明首次给出了在载体相对平台台体任意姿态时的伺服回路单输入单输出控制方法，确保台体始终保持惯性空间稳定，实现了载体采用三轴稳定平台系统后的无约束轨迹运动。
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公开(公告)号：CN110631580A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910780325.9
申请日：2019-08-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于原子自旋陀螺仪的单轴惯性平台系统，包括：基座、台体、陀螺仪组合和控制器；其中，所述陀螺仪组合设置于所述台体的上部；所述基座通过轴与所述台体相连接，轴的一端与轴端力矩电机相连接，轴的另一端设置有轴端角度传感器；所述陀螺仪组合包括1个速率陀螺仪和1个原子自旋陀螺仪，该平台的陀螺仪组合采用1个速率陀螺仪和1个两自由度原子自旋陀螺仪，其中速率陀螺仪用来控制平台台体轴稳定，原子自旋陀螺仪用来控制台体另外两个轴的角速率；本发明采用平台与捷联相结合的混合式工作方式，可满足载体的全姿态运动和高精度的使用要求。
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公开(公告)号：CN114858183B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202210343898.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种星敏感器故障自检测方法，在星敏感器上增加自检测单元；星敏感器上电工作，自检测单元接收到平台计算机发送的自检指令后，依次对星敏感器进行SDRAM数据存取状态检测、FLASH检测、FPGA检测、参数有效性检测、发光二极管及感光元件检测、感光元件像质以及校正环境检测；检测完成后，自检测单元向平台计算机逐一反馈上述各部分检测结果，当任意一个检测结果不通过则最终自检结果报异常，若上述各部分检测全部通过，则最终自检结果报正常。本发明实现了对星敏感器各项关键单元自检测的功能，不需要特定的环境条件，检测结果实时输出，便于进行故障定位，增强测试的全面性和准确性。
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