-
公开(公告)号：CN119509580A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411512731.4
申请日：2024-10-28
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伺服回路增益变化值标定与补偿方法。首先，台体轴、内框架轴和外框架轴置于0°、0°、0°位置，闭合伺服回路，外部测试设备输入正弦波，采集三轴稳定平台的输出信号，计算输入信号与输出信号在不同频率下的幅值，得到三轴稳定平台当前位置的开环幅频特性曲线。其次，每次令内框架轴转动10°，计算内框架轴在不同角度下的伺服回路的增益变化值。最后，通过以上标定数据，拟合内框架轴角度与增益变化值之间的函数，将其补偿到外框架轴伺服回路增益中。本发明首次给出了在转动惯量不确定下的三轴稳定平台伺服回路增益变化值标定与补偿方法，保障平台框架系统在内框架任意位置时伺服回路的稳定性。
-
公开(公告)号：CN119472388A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512730.X
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明提供了一种三轴稳定平台台体角速度弱耦合控制器增益设计方法。首先，分别测量台体、内框架和外框架各自三个方向的转动惯量；其次，设计伺服控制回路控制器；建立台体角速度闭环控制传递函数矩阵，根据非对角线耦合项，调整外框架轴和内框架轴伺服回路控制器增益系数。传统的控制器设计忽略内框架轴和外框架轴伺服控制回路增益的差异，不考虑因控制器和框架转动惯量不同而引入的台体角速度交叉耦合误差。本发明通过建立完整的伺服回路台体角速度闭环控制传递函数，得到了台体角速度耦合误差项与框架转动惯量、控制器之间的传递函数关系，通过传递函数关系调整控制器增益可有效消除台体角速度交叉耦合误差，并提高台体角速度稳态精度。
-
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。
-
公开(公告)号：CN108519104A
公开(公告)日：2018-09-11
申请号：CN201810139134.X
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种三参数椭圆概率误差描述惯性导航落点精度的估计方法及系统，即通过椭圆的长轴、短轴和旋转角度三个参数来描述落点精度。首先根据惯性导航系统落点的分布特征参数，即横向位置误差的标准差、纵向位置误差的标准差和两者的相关系数等参数，建立一个新坐标系,其相对于原始坐标系旋转了一个角度，旋转后的落点分布由相关转为不相关。三参数椭圆概率误差模型覆盖了50％的落点概率，并且得到的椭圆面积最小。相对于传统的估计方法，三参数椭圆概率误差模型给出了精确的表达式，能够更加精准地表达落点位置的方向不平衡性和方向相关性，并且在实际应用中也具有很好的通用性。
-
公开(公告)号：CN119512224A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411512733.3
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种三轴稳定平台基于力学模型的转动惯量补偿方法，以平台台体轴角度βzk，内框架轴角度βyk，台体对xp、yp、zp轴的转动惯量#imgabs0##imgabs1#内框架对#imgabs2#轴的转动惯量#imgabs3#外框架对#imgabs4#轴的转动惯量#imgabs5#作为解耦环节的输入信息，通过力学模型解算得到转动惯量的补偿值，补偿给外环轴稳定回路，补偿因框架系统转动惯量改变而引起的伺服控制回路增益变化。本发明首次给出了框架角加速度与框架轴上总力矩之间的力学模型，用于对内环轴大角度时外环伺服控制回路的增益补偿，保障平台框架系统在内环任意位置时伺服控制回路的稳定裕度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113447025A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110721264.6
申请日：2021-06-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于克雷洛夫角的惯性导航高精度姿态角解算方法和系统，该方法包括：确定克雷洛夫角及克雷洛夫角对应的角速度方程；计算得到克雷洛夫角在tk时刻的值；确定tk时刻时本体坐标系相对于导航坐标系的角速度进行迭代解算，得到迭代解算结果；根据迭代解算结果，更新姿态坐标变换矩阵，并支撑速度更新和位置更新。本发明以正交安装于捷联式惯性系统本体上的3个陀螺仪输出角速率作为基于克雷洛夫运动学方程的输入信息实现惯性导航姿态角的实时更新，在姿态角更新过程中采用迭代计算的方法提高了解算精度，保证了本体坐标系相对导航坐标系的稳定性。本发明首次给出了基于克雷洛夫角的捷联式惯性系统离散化全姿态解算方法，具有精度高的优点。
-
公开(公告)号：CN113447024A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110721261.2
申请日：2021-06-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于扩展克雷洛夫角的惯性导航姿态角解算方法和系统，该方法包括：确定扩展克雷洛夫角；计算得到偏航角、俯仰角、滚转角和扩展俯仰角在tk时刻的值；确定转动过程中，tk时刻时本体坐标系相对于导航坐标系的角速度；进行状态转移和积分更新解算，得到积分更新解算结果；根据积分更新解算结果，进行坐标变换矩阵更新，并支撑速度更新和位置更新，以提高惯性导航的精度。本发明在原三个克雷洛夫角的基础上增加一个姿态角扩展为四个克雷洛夫角，以正交安装于捷联式惯性系统本体上的陀螺仪输出的角速率作为输入信息，实现了惯性导航姿态角的实时更新，使姿态角更新过程中不出现奇异值，从而提高了解算精度。
-
公开(公告)号：CN108692731B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201810494540.8
申请日：2018-05-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种非等标准误差及零均值的球概率误差表示方法，即通过沿三个正交方向的位置误差标准差表述球概率误差SEP的方法。相对于现有的三维空间球概率误差表达式，本发明的SEP表达式使得非等标准误差方差下的精度评估模型在三维、二维和一维空间可以随意转换，具有一定的空间精度表达连通性、概括性和实用性。
-
公开(公告)号：CN108692731A
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201810494540.8
申请日：2018-05-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/20 , G01C25/00 , G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种非等标准误差及零均值的球概率误差表示方法，即通过沿三个正交方向的位置误差标准差表述球概率误差SEP的方法。相对于现有的三维空间球概率误差表达式，本发明的SEP表达式使得非等标准误差方差下的精度评估模型在三维、二维和一维空间可以随意转换，具有一定的空间精度表达连通性、概括性和实用性。
-
公开(公告)号：CN108548537A
公开(公告)日：2018-09-18
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
20
records
(took 0.025 seconds)
