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公开(公告)号：CN112485733A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011359869.7
申请日：2020-11-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01R33/02
Abstract: 本发明提供了一种小型化高精度三轴矢量原子磁力仪探头装置，包括探头骨架、光学结构、原子气室固定结构和绕线槽；探头骨架为单向中空结构，将光学结构和原子气室结构置于探头骨架内部；光学结构包括准直器、圆偏振片和光纤耦合器，并保证光路共轴性；原子气室固定结构使原子气室位于探头骨架中心，使用聚酰亚胺材料，并通过增加热传导路程降低原子气室热耗散，提升原子气室保温效果；探头骨架外部开有三组绕线槽绕制漆包线，构成三组正交的亥姆霍兹线圈，用于补偿磁场和产生调制磁场；本发明与现有技术相比结构简单，易于装配，易小型化和工程化，并易实现探头无磁性。
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公开(公告)号：CN109378697A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811557581.3
申请日：2018-12-19
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: H01S3/137 , H01S3/1115
Abstract: 本发明公开了一种用于外调制饱和吸收光谱的集成装置，该装置由物理系统和电路系统构成，两部分之间通过信号线连接。物理系统由光电探测器、偏振分束棱镜、碱金属原子气室、衰减片、四分之一波片和粘在PZT上的零度反射镜组成；电路系统由锁相放大器、PZT高压控制器和正弦信号发生器组成。经PZT驱动电压电调制可直接获得外调制的饱和吸收光谱，经解调获得鉴频曲线。本发明与现有技术相比结构紧凑，噪声低。
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公开(公告)号：CN105115508B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510537052.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供一种基于后数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据设定时刻T到对准时刻T1的俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，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：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：CN105258698A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510657504.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/165 , F41G3/22 , G01S19/47 , G01S19/52 , G01S19/53
Abstract: 一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，通过自旋制导炮弹空中粗对准方法得到初始时刻的位置、速度和姿态，利用惯性导航系统进行导航解算得到每一时刻的导航结果；根据对应时间下GPS输出的导航信息得到对应时刻的航向角、俯仰角、三个速度以及三个速度误差值、俯仰角误差值和航向角误差值，并作为9维卡尔曼滤波估计的观测阵C，估算出对应时刻的三个姿态角修正值、三个速度修正值和三个陀螺仪零偏值，进而得到自旋制导炮弹空中对应时刻的姿态、速度和位置信息。本发明实现了高动态自旋制导炮弹空中失重情况下的组合导航，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声和陀螺仪零偏的滤除，提高了自旋制导炮弹的落点精度，增加了制导炮弹的可控性。
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公开(公告)号：CN103278051B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201310208593.6
申请日：2013-05-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇试验测速方法，该方法是在火箭橇试验的橇体上安装间距精确已知的两套光电组件，当橇体运动并通过轨道边上预置的挡光板时，会给前光电组件一个阻断信号，然后再给后光电组件一个阻断信号，两套光电组件通过数据记录装置，可以分别记录下阻断信号沿的时间，利用已知的光电组件的间距除以阻断信号沿的时间差，就可以得到橇体的运动速度。该方法不但成本低廉、制造周期短、容易实现，而且为火箭橇试验提供了一种可以精确测量橇体运动速度的外测手段，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，同时并保证了试验的可靠性和稳定性。
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公开(公告)号：CN102901517B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210378496.7
申请日：2012-09-29
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时间同步的火箭橇试验测量系统，数据采集记录系统同时采集惯性测量装置、差分GPS系统和遮光板光电组件的测量数据，晶振产生频率大于1MHz的时钟信号，计数器对晶振产生的时钟信号进行计数作为数据采集记录系统的基准时间，数据采集系统根据基准时间对采集到的测量数据进行同步处理。本发明的系统组成简单，时间同步精度高，通过在原有测量系统中增加了时间同步单元，直接将时间同步信息加入到惯性测量装置、外测差分GPS系统和外测遮光板组件的测量数据中，通过比较惯性测量装置与外测差分GPS系统和外测遮光板组件之间输出数据的时间同步信息即可实现同步。
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公开(公告)号：CN103412592A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310319853.7
申请日：2013-07-26
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性测量系统三级温控系统，该方法采用梯度温差控制方式，在原有一级或两级温控的基础上增加了惯性仪表的温控，实现三级温控，三级温控分别控制在箱体、安装台体和惯性仪表上，最大限度的降低了惯性仪表的精度受外界环境温度变化的影响，三级温控有效降低了惯性测量系统内部的温度梯度，可以保证惯性测量系统在较宽温度环境条件下正常工作，以达到稳定工作温度，从而提高了温控精度，缩短了温控的稳定时间；本发明设计的三级温控系统采用PWM温控方式和数字PID温控方式，具有较强的抗干扰能力、稳定性、电磁兼容性，同时该温控系统能够和制冷风机、半导体制冷等制冷方式匹配使用，用途范围广，环境适应性强，稳定性好。
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公开(公告)号：CN103411629A
公开(公告)日：2013-11-27
申请号：CN201310355949.9
申请日：2013-08-15
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外测数据融合方法，本发明综合了雷达系统的测速精度、遮光板系统的位置精度和差分GPS的定位、测速精度，弥补了水刹车段数据丢失的现象，使外测数据更加完整，实现对火箭橇试验的全程覆盖，数据融合的同时完成了雷达、遮光板以及差分GPS系统的时间同步问题，整个融合方法得到的数据都具有该阶段最高的精度水平，该方法相对以往采用单一外测手段进行误差分离或者功能评判，数据融合方法提供了更多数据点，改善了以往采用单一外测手段进行误差分离的状况，使精度分析更加准确，为惯性测量装置误差模型的高阶项分离提供依据。
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