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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：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：CN103955005A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410198469.0
申请日：2014-05-12
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种火箭橇轨道重力实时测量方法(1)在当前导航周期，根据火箭橇轨道中的纬度与高度信息的关系，得到当前导航周期下真实的火箭橇橇体高度信息hB，进而得到高度误差信号δh＝h-hB；(2)将高度误差信号δh经过积分控制得到控制分量x，高度误差信号δh经过PID控制，得到高度控制量uh；(3)将分量x经过低通滤波得到重力偏差x′，再将重力偏差x′与地球重力模型值gh做和，得到实时的测量重力值g0；(4)将uh及g0反馈至惯性导航系统，由惯性导航系统解算得到修正后的火箭橇橇体的高度h；(5)进入下一导航周期，惯性导航系统解算火箭橇橇体的纬度信息，根据火箭橇轨道中的纬度与高度信息的关系，得到当前导航周期下真实的hB，重新得到高度误差信号δh；转步骤(2)循环执行。
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公开(公告)号：CN103884356A
公开(公告)日：2014-06-25
申请号：CN201410114551.0
申请日：2014-03-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00 , G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种标定捷联惯性组合陀螺仪组合的方法，当已知陀螺仪组合的标度因数和安装误差角后，通过依序测量捷联惯性组合在18个位置处的输出值，经过对无零次项误差模型中二次项系数的显著性分析，可以获得陀螺仪与视加速度相关的实际误差模型，通过计算公式可以得到该误差模型中的各项系数值。相比其他误差系数的标定方法，本发明完成了捷联惯性组合三个坐标轴陀螺仪与视加速度有关误差项模型的获得，同时实现了对陀螺仪组合视加速度相关误差项的标定，不仅提高了误差模型的准确程度，而且标定过程简单、所需时间短。
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公开(公告)号：CN105424035B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201510726118.7
申请日：2015-10-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 惯性测量系统多传感器冗余方法，通过多传感器输出的多个测量值，计算惯性测量系统的输出结果以及输出结果在各个传感器上的投影值，根据各个传感器输出值计算其与投影值差的绝对值并排序，根据差的绝对值的最大值与预先设定精度偏差阈值进行迭代判断，直至判定出正确的失效传感器，惯性测量系统输出结果为剩余传感器的计算结果。相比奇偶向量算法实现的惯性测量系统多传感器冗余方法，本发明实现了多传感器冗余的惯性测量系统独立自主判定失效传感器问题，不依靠前序数据也不依靠后续数据，不仅能够准确判别出故障的传感器，而且能判别出偶尔失效或者输出精度要求不满足设计要求的传感器，增加了惯性测量系统的可靠性和输出精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105785415B
公开(公告)日：2018-01-05
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：CN103868527B
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201410073606.8
申请日：2014-02-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种标定捷联惯性组合加速度计组合的方法，将捷联惯性组合静置于18个位置，根据在一定测量时间内的脉冲输出值计算得到捷联惯性组合加速度计组合误差模型中的所有项系数，从而完成加速度计组合的标定。相比其他误差系数的标定方法，本发明完成了捷联惯性组合三个坐标轴加速度计的误差系数标定，实现了对加速度计二阶误差系数的标定，不仅提高了误差系数的标定精度，而且标定过程简单、所需时间短。
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公开(公告)号：CN105180728B
公开(公告)日：2017-01-11
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：CN103679647B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201310557041.6
申请日：2013-11-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种三维激光成像系统的点云模型真彩色处理方法。本发明采用相片与点云结合的方法，通过坐标转换提取被扫描物体自身的真彩色信息，完成点云模型真彩色处理。本发明解决了目前不能对三维立体模型进行真彩色处理的难题，同时不需要依赖于人工的判断，不用区分物体形状，直接对点云赋予颜色，运算速度快，时间开销短，工作量小，能够很好的得到三维立体模型的真彩色效果。
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公开(公告)号：CN103822644B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410051635.4
申请日：2014-02-14
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维激光成像系统的相机标定方法，采用特征点标定相机坐标系的方法，通过微分计算得出相机坐标系与载体坐标系的六个偏差参数，完成相机坐标系的标定，从而得到精确的载体坐标系到相机坐标系的转换矩阵。目前还没有相应的方法能处理三维激光成像系统的相机标定方法，该方法思路简单明了，编程容易实现，提高了三维激光成像系统中点云数据与照片融合的精度。
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