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公开(公告)号：CN110186480B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910465279.3
申请日：2019-05-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 一种惯性器件线性系统误差系数确定方法，对惯性器件线性系统方程的结构矩阵先后进行相关性检验和显著性检验，最后利用最小二乘法计算显著性检验后惯性器件线性系统方程中的未知参数向量估计值；所述未知参数向量估计值即为惯性器件线性系统的误差系数。该方法既能够适应线性系统结构矩阵不为列满秩的情况，同时也可满足显著性分析的需求。
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公开(公告)号：CN111780751A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010524358.X
申请日：2020-06-10
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明一种信息冗余的提高惯性制导精度方法，步骤如下：(1)对惯性测量系统中的加速度计进行分组；(2)获取不同分组的惯性制导遥外测速度误差和位置误差；(3)构建信息冗余的飞行环境函数矩阵；(4)根据环境函数矩阵和观测向量，采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；(5)利用上述确定的工具误差的值对惯性制导遥外测速度观测量进行补偿。
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公开(公告)号：CN111780749A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010457154.9
申请日：2020-05-26
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法，针对飞机做全姿态角运动时不同角度区间分别采用坐标变换矩阵解算姿态角、克雷洛夫角速率积分求解姿态角等，求解出描述机体相对导航系的3个姿态角。本发明给出的3个姿态角不受象限限制，可实现全姿态描述，首次实现了捷联式惯性系统全姿态的真实描述，且算法简单、工程实现方便。
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公开(公告)号：CN108548537B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810139147.7
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种六参数椭球概率误差描述惯性导航落点精度的估计方法及系统，即通过椭球的三个轴半径和沿三个坐标轴旋转角度来描述三维空间的落点精度。根据惯性导航系统空中落点的分布特征参数，即落点在空间沿三个正交方向的位置误差的标准差和三者之间的相关系数，通过三次坐标轴旋转变换后建立一个新坐标系，旋转后的落点分布由方向相关转为非相关，并且覆盖了三维空间50％的落点概率，得到的椭球体积最小。相对于传统方法，六参数椭球概率误差模型能够更加精准地表达三维空间中落点位置的方向不均匀性和方向相关性，并给出了一般性通用表达式，对弹道导弹和惯性导航与制导系统在三维空中目标打击与制导的精度评估具有非常好的实际指导意义。
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公开(公告)号：CN111623770A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010350548.4
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，包括：获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量；根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型；采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。本发明克服了现有方案忽略速度反馈、位置反馈时近似线性化引起速度环境函数与遥外测速度误差不匹配，进而导致不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106909736B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201710103753.9
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明涉及一种扰动运动统计特性的解析计算方法，该方法经过扰动信息提取、自相关序列计算、自相关函数拟合、功率谱密度计算等步骤，定量给出载体运动的自相关和功率谱密度函数的具体参数，可以直接计算外部扰动频率点的功率谱密度，克服了以前功率谱密度尖峰与跳变严重，对扰动特性描述不精确的缺点，实现了对载体运动扰动特性的量化描述，精度高、数据平滑；本发明方法能够通过数值计算方法，准确、简单、定量计算出载体运动的扰动特性。
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公开(公告)号：CN111006664A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911204328.4
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明涉及一种基于原子自旋陀螺仪的三轴惯性平台系统，是一种基于原子自旋陀螺仪和速率陀螺仪的混合式三轴惯性平台系统，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的混合工作方式以控制平台台体相对惯性空间稳定；本发明采用不同类型陀螺仪的混合式工作方式，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：CN107270943B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710631099.9
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种相关两维的惯性导航落点精度评估方法。该方法包括：确定实际落点位置相对于目标落点位置的横向位置误差和纵向位置误差，以获取预设数量个横向位置误差和预设数量个纵向位置误差；计算所述预设数量个横向位置误差的标准差α和所述预设数量个纵向位置误差的标准差β，并计算标准差α和标准差β的相关系数ρ；根据标准差α和相关系数ρ，计算横向误差精度评估因子e1；根据标准差β和相关系数ρ，计算纵向误差精度评估因子e2；根据e1和e2，对惯性导航落点精度进行评估。本发明实现了在横向和纵向相关两维的情况下，对惯性导航落点精度进行评估的目的。
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公开(公告)号：CN106595709B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201611118309.6
申请日：2016-12-07
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于外测信息的惯性导航系统测量误差修正方法，包括：获取外测数据信息；其中，所述外测数据信息包括：外测纬度、外测经度λ和外测高度h中的至少一种；根据所述外测数据信息和输入至输入端的输入信息，对惯性导航系统测量误差进行修正，得到修正结果；其中，所述输入信息包括：根据惯性导航系统确定的北向加速度an、东向加速度ae和天向加速度au中的至少一种；输出所述修正结果；其中，所述修正结果包括：北向通道位置误差修正结果、东向通道位置误差修正结果和天向通道位置误差修正结果。通过本发明实现了对惯导系统速度和位置的修正，提高了组合导航系统的鲁棒性和导航精度。
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公开(公告)号：CN109540134A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811252608.8
申请日：2018-10-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种三轴稳定平台系统框架自解锁方法及系统，以正交安装于平台台体的3个陀螺仪输出角速率 等3个变量作为解耦环节的输入信息，通过信息融合后输出3个分别作用到台体轴、内环轴和外环轴的轴端力矩电机。本发明首次给出了三轴平台在“框架锁定”时的解锁方法，以及解锁后的框架角，实现了平台台体相对于惯性空间的稳定。本发明给出了在奇异点处的框架角稳态值，确保了系统仍然稳定而不发散，该方法实现了三轴平台在“框架锁定”时的快速解耦和框架状态切换，可有效隔离载体的角运动，提高了平台台体相对惯性空间稳定的全姿态适应能力。
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