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公开(公告)号：CN102735266A
公开(公告)日：2012-10-17
申请号：CN201210219169.7
申请日：2012-06-20
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9km轨道的惯性测量装置火箭橇过载试验方法，该方法在一次试验过程中提供三次丰富的正、负向过载，在每一次交变过程中，试验开始由发动机点火提供航向过载，产生航向正向加速度，即主动段；当发动机停止工作，火箭橇受到轨道的摩擦阻力和空气阻力，产生航向负向加速度，即自由滑行段；当进入水刹车区域时，火箭橇受到轨道和空气的阻力，同时还受到更大的水刹车力，产生更大的航向负向加速度，使橇体减速并安全回收，为验证惯性测量装置的大动态性能提供了依据，在试验设备不变的前提下，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，保证了试验的有效性和连贯性。
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公开(公告)号：CN111947638B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202010621549.8
申请日：2020-06-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C19/62
Abstract: 本发明涉及一种工作介质分立的核磁共振陀螺仪，该核磁共振陀螺仪采用三气室紧贴并联的形式使原子极化进动与原子进动磁矩探测两个过程独立，易于实现特定方向的高精度进动磁矩探测而不受驱动磁场干扰，无需考虑探测线偏振光对原子的退极化作用，每个原子气室的气体组分填充仅需要考虑该气室单一作用，易于优化气体组分；填充气体种类少，对原子气室填充工艺要求降低。
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公开(公告)号：CN109540134B
公开(公告)日：2020-10-23
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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公开(公告)号：CN109506649B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811252607.3
申请日：2018-10-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种四轴惯性稳定平台系统内框架锁零方法及系统，以正交安装于平台台体的3个陀螺仪输出角速率和内框架角速度等4个变量作为解耦环节的输入信息，通过信息融合后输出4个分别作用到台体轴、内环轴、外环轴和随动轴的轴端力矩电机。本发明首次给出了四轴平台在外框架角为90°时的内框架锁零方法，以及各框架角在稳定时的值，实现了平台台体相对于惯性空间的稳定。该方法实现了外框架角为90°时内框架角始终保持于零位的要求，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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公开(公告)号：CN109506649A
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201811252607.3
申请日：2018-10-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种四轴惯性稳定平台系统内框架锁零方法及系统，以正交安装于平台台体的3个陀螺仪输出角速率 和内框架角速度等4个变量作为解耦环节的输入信息，通过信息融合后输出4个分别作用到台体轴、内环轴、外环轴和随动轴的轴端力矩电机。本发明首次给出了四轴平台在外框架角为90°时的内框架锁零方法，以及各框架角在稳定时的值，实现了平台台体相对于惯性空间的稳定。该方法实现了外框架角为90°时内框架角始终保持于零位的要求，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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105258698B
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201510657504.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
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：CN105785415A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610122096.8
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种制导炮弹的空中轨迹预测方法，制导炮弹在信号捕捉阶段的每一时刻接收卫星导航系统输出的三个速度信息，利用递推最小二乘算法计算制导炮弹每个速度信息与时间的拟合曲线系数。在后续每一时刻，判断卫星导航系统是否失锁，如果不失锁，将卫星导航系统给出的三个速度信息作为观测量进行组合导航，同时计算每个速度信息与时间的拟合曲线系数；如果失锁，判断失锁次数是否大于轨迹预测限制次数，大于进入纯惯性导航计算；不大于则利用拟合曲线系数预测出当前时刻制导炮弹的三个速度信息，并将之作为观测量进行组合导航。本方法简单、计算时间短，实现了制导炮弹的空中飞行轨迹预测，大大提高了制导炮弹的落点精度和卫星导航系统的抗干扰性。
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公开(公告)号：CN105180728A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510536414.0
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提供一种基于前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，然后根据卫星导航结果输出时刻T0到设定时刻T的Np组俯仰角、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：CN102735266B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201210219169.7
申请日：2012-06-20
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9km轨道的惯性测量装置火箭橇过载试验方法，该方法在一次试验过程中提供三次丰富的正、负向过载，在每一次交变过程中，试验开始由发动机点火提供航向过载，产生航向正向加速度，即主动段；当发动机停止工作，火箭橇受到轨道的摩擦阻力和空气阻力，产生航向负向加速度，即自由滑行段；当进入水刹车区域时，火箭橇受到轨道和空气的阻力，同时还受到更大的水刹车力，产生更大的航向负向加速度，使橇体减速并安全回收，为验证惯性测量装置的大动态性能提供了依据，在试验设备不变的前提下，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，保证了试验的有效性和连贯性。
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公开(公告)号：CN102735267B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210219170.X
申请日：2012-06-20
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性测量装置火箭橇试验测量方法，采用振动传感器、遮光板光电组件和雷达测量系统等外测手段对惯性测量装置火箭撬试验进行测量，相比以前只采用单一外测相比提供了更多的外测手段，保证了试验测量数据的冗余度；通过采用合理的信息数据处理方法使不同测量系统的测量数据进行对比，提高了试验测量数据的有效性和置信度，为评价惯性测量装置在火箭橇试验条件下的功能和性能提供了依据。
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