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公开(公告)号：CN115033835A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210345586.X
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于多台交互最小二乘估计的弹道参数解算方法和系统，该方法包括：确定空间目标点的位置方程；将空间目标点的位置方程表示为矩阵形式；采用最小二乘估计法，解算得到空间目标点与各观测站之间的距离表达式；将解算得到的空间目标点与各观测站之间的距离表达式回带到空间目标点的位置方程中，得到空间目标点位置的若干种解算公式；选择任一空间目标点位置的解算公式进行求解，得到相应的空间目标点的位置。本发明解决了传统的水平投影法和垂直投影法存在奇异点的不足和多台交互最小二乘估计法线性化观测方程计算复杂且量大的缺点，既能够避免计算过程中出现奇异点的情况，又可以满足计算简便快捷的需求。
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公开(公告)号：CN113447025B
公开(公告)日：2022-07-29
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。
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公开(公告)号：CN113447024B
公开(公告)日：2022-07-05
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。
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公开(公告)号：CN111780751B
公开(公告)日：2021-12-07
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：CN110553641B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910678728.2
申请日：2019-07-25
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相关系数的提高惯性制导精度的方法：(1)根据惯性制导遥外测观测量以及飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型，所述的制导工具误差模型满足线性关系；(2)按照相关系数的因果关系，将上述满足线性关系的制导工具误差模型转换为因果关系相关系数方程组，其中，因果关系相关系数方程中的因矢量为飞行环境函数矩阵，果为已知的遥外测观测量，参数为待求的制导工具误差系数；(3)将上述因果关系相关系数方程组改写成矩阵的形式，并根据矩阵运算，确定因果关系相关系数方程组中的参数；(4)利用上述确定的参数值对惯性制导遥外测观测量进行补偿。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108872637B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201810665389.X
申请日：2018-06-26
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01P15/13 , G01P15/125
Abstract: 本发明公开了一种两轴挠性摆式加速度计，包括：细颈式长方体挠性杆、X轴变距离差动电容式传感器、Y轴变距离差动电容式传感器、X轴力矩器、Y轴力矩器、X轴伺服放大器、Y轴伺服放大器和加速度计基座。本发明通过给细颈式长方体挠性杆提供两个方向的角运动自由度，当加速度计基座沿其中一个轴存在视加速度时，在另一个正交轴上将产生力矩带动挠性杆转动，角度传感器将测量到的转动角度传输给控制器，控制器通过控制力矩器的输出力矩平衡由基座加速度产生的力矩，使挠性杆稳定在零位附近，从而根据力矩器控制电流和基座加速度的比例关系，可以获得基座加速度的大小，实现两个方向加速度的同步测量，结构简单，体积小，便于控制，可靠性高。
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公开(公告)号：CN110186482B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201910555685.9
申请日：2019-06-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明涉及一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法，属于惯性导航技术领域。本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，克服了传统的递推最小二乘法在结构矩阵奇异时不能给出精确的理论值的缺点；本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算方法，可给出结构矩阵列向量强相关时的具体表达式，有利于实现对参数估计的预测。本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，有利于在此基础上分析系统的可观性，以及估计轨迹的优化等，具有较好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN111006664B
公开(公告)日：2021-03-26
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：CN108593966B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810665399.3
申请日：2018-06-26
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种两轴框架摆式加速度计自标定方法和系统，该方法包括：转动加速度计的两个框架，使加速度计的偏心摆分别处于六个位置，并获取六个位置处的力矩测量值；根据六个位置处的力矩测量值，求解基座三个正交方向的视加速度；根据视加速度、力矩测量值和重力加速度，计算得到标定后的内框架轴摆性和标定后的外框架轴摆性；根据力矩测量值，计算得到常值干扰力矩；将标定后的内、外框架轴摆性、以及常值干扰力矩和反馈到加速度计工作状态时的误差模型中进行补偿计算，得到基座在X和Y轴向的视加速度分量,使加速度的测量更加准确。本发明可有效分离出加速度计的摆性变化和零偏，提高了加速度计的长期稳定性和使用精度。
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公开(公告)号：CN108458727B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810139159.X
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种弹道导弹惯性测量系统精度指标自适应分配方法及系统。其中，该方法包括：首先，根据横纵向位置误差要求值和弹道导弹的环境函数，得出惯性测量系统误差系数初始值，并解算出横纵向位置误差值和各项误差系数的占比率，判定计算得到的横纵向位置误差值与总体要求值的大小。其次，如果横纵向位置误差值均小于总体要求值，则不需要进行调整；否则将横纵向位置误差值占比率最大的误差系数进行自适应调整。重复上述步骤，直到得到的横纵向位置误差值小于总体部门给出的要求值。本发明实现了惯性测量系统精度指标自适应性分配，同时解决了导弹落点横纵向位置误差值不平衡下的精度指标自动分配问题，并且给出最优实现方法。
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