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公开(公告)号：CN106404322A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610421122.7
申请日：2016-06-14
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01M7/02
CPC classification number: G01M7/025
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇试验振动传递谱确定方法，属于力学环境试验技术领域。步骤如下：(1)通过传感器测量出设备X和设备Y在运行时的加速度值序列aIx(k)、aIy(k)；(2)把aIx(k)、aIy(k)作为输入量，经过高通滤波后求得振动值序列adx(k)，ady(k)；(3)计算adx(k)和ady(k)的功率谱密度序列Φx(fp)、Φy(fp)；(4)对功率谱密度序列Φx(fp)、Φy(fp)进行降噪处理，得到新的功率谱密度序列Φ′x(fp)、Φ′y(fp)；(5)计算振动传递谱序列 该方法能够直接获取高频振动信息，有效去除了噪声，能够对振动传递特性进行分析。
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公开(公告)号：CN103954301B
公开(公告)日：2016-11-30
申请号：CN201410199158.6
申请日：2014-05-12
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 惯性测量系统基于火箭橇轨道坐标系的定位方法，(1)设置火箭橇轨道坐标系；(2)惯性测量系统进行自对准或者进行传递对准，得到火箭橇橇体的轨道坐标系下的三个姿态角初值；(3)计算地球转速以及重力加速度在火箭橇轨道坐标系下的分量，结合惯性测量系统中捷联陀螺的输出，更新火箭橇橇体在火箭橇轨道坐标系下的三个姿态角；(4)利用步骤(3)中更新后的姿态角计算火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；(5)利用步骤(4)中的姿态变换矩阵、步骤(3)中的重力加速度在火箭橇轨道坐标系下的分量，结合惯性测量系统中捷联加表的输出，得到火箭橇橇体在火箭橇轨道的加速度，进而得到火箭橇橇体在火箭橇轨道的速度以及位置。
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公开(公告)号：CN105547554A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201510981323.8
申请日：2015-12-23
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01L5/00
CPC classification number: G01L5/0028 , G01L5/0061
Abstract: 本发明提供了一种测量小型螺旋翼升力和扭矩的装置及方法，能够测量螺旋翼动态过程中角速度与升力和扭矩的变化关系。该装置外转子式电动机(a)、不反光胶带(b)、反光贴纸(c)、被测螺旋翼(d)、光电计数器(e)、杠杆(f)、滑动支点(g)、纵向压力传感器(h)、横向压力传感器(i)、数据采集器(j)、数据传输线(k)、测试平台座(l)、游标卡尺(m)、滑动轨道(n)；本发明通过光电计数器能够测量一周期内螺旋翼角速度的变化情况；通过杠杆原理可以改变压力传感器与螺旋翼升力和扭矩的比值，使压力传感器工作在最佳受力区间，从而提高升力和扭矩的测量精度和测量范围；结合游标卡尺可以更加精确和方便的读出两个力臂的长度；装置实现了全过程(过度过程和稳定状态)测量。
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公开(公告)号：CN105508818A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510946880.6
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F16M11/02
CPC classification number: F16M11/02
Abstract: 本发明公开了一种具有三角镂空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；其中内框架和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有均匀分布三角镂空结构的球形壳体，该三角镂空结构为近似等分的三角形，均匀分布在除轴端和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：CN105468870A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510980906.9
申请日：2015-12-23
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5036
Abstract: 本发明提供了一种小型螺旋翼的升力的计算方法，步骤如下：(1)假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系数C；(2)测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ωs和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼角速度的比例关系式中的常数α的值；(3)利用龙格-库塔法计算空气角速度ωn(tn)；(4)利用步骤(3)计算的空气角速度ωn(tn)以及实测的螺旋翼角速度Ω(tn)计算螺旋翼的升力其中ρ为空气密度，N为螺旋翼的叶片数。与一般的螺旋翼升力计算方法相比，该方法能够实时计算动态过程中具有不同叶片数的螺旋翼的升力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105043414A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510390636.6
申请日：2015-07-06
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明提供了一种三轴惯性稳定平台系统的台体控制参数计算方法，包括如下步骤：1、测量或计算三轴惯性稳定平台系统的转动惯量；2、测量得到所述稳定平台系统内部相对转动的角度；3、计算所述稳定平台系统的台体合成转动惯量；4、计算合成在台体上的干扰力矩和电机反馈力矩。该方法利用三轴惯性稳定平台系统的转动惯量和稳定平台系统内部相对转动的角度的正余弦值计算得到台体合成转动惯量，利用已知的外力矩和稳定平台系统内部相对转动的角度的正余弦值计算得到合成在台体上的干扰力矩和电机反馈力矩，该计算过程中不存在无解区域，可以覆盖任意姿态角的情况，相比现有的计算方法更准确、适用性更广。
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公开(公告)号：CN105004341A
公开(公告)日：2015-10-28
申请号：CN201510390602.7
申请日：2015-07-06
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台体控制参数计算方法，包括如下步骤：1、测量或计算四轴惯性稳定平台系统的转动惯量；2、测量得到所述稳定平台系统内部相对转动的角度；3、计算所述稳定平台系统的台体合成转动惯量；4、计算合成在台体上的干扰力矩和电机反馈力矩。该方法利用四轴惯性稳定平台系统的转动惯量和稳定平台系统内部相对转动的角度的正余弦值计算得到台体合成转动惯量，利用已知的外力矩和稳定平台系统内部相对转动的角度的正余弦值计算得到合成在台体上的干扰力矩和电机反馈力矩，该计算过程中不存在无解区域，可以覆盖任意姿态角的情况，相比现有的计算方法更准确、适用性更广。
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公开(公告)号：CN104457446A
公开(公告)日：2015-03-25
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：CN104296747A
公开(公告)日：2015-01-21
申请号：CN201410584814.4
申请日：2014-10-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/18 , G01C21/20 , G01C25/005
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：CN104197953A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410397787.X
申请日：2014-08-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航系统两维落点精度估计方法，通过采集惯性导航系统n次导航后运载体停止的位置信息得到惯性导航纵向偏差和横向偏差的标准偏差，建立平面直角坐标系OXY，利用标准偏差建立一个椭圆，在该椭圆范围内包含了惯性导航在水平面内50％的落点。本发明提供了一种对水平面内的惯性导航落点精度的描述方法，相对传统的圆概率误差(CEP)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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