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公开(公告)号：CN106338286B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610879682.7
申请日：2016-10-08
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种动基座测量方法，采用动基座测量系统测量机动目标的位置和姿态，该系统包括定位定向装置、照相机、转台和测距仪；照相机和测距仪安装在转台的台体上，转台和定位定向装置安装在载体的同一安装面上。测量步骤包括：1、在目标上选取跟踪特征点，控制转台转动，使照相机的光轴对准跟踪特征点；记录光轴对准时的转台转动角度；2、测距仪测量载体与目标之间的距离，定位定向装置测量载体的位置和姿态角度；3、根据载体的位置和姿态、载体与目标之间的距离，以及转台转动角度，计算目标位置；4、在目标上选取M个特征点，利用照相机对目标进行成像，根据照片中M个特征点对应的像素点与跟踪特征点对应像素点的位置关系，计算目标姿态。
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公开(公告)号：CN108872636A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810665382.8
申请日：2018-06-26
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01P15/13
Abstract: 本发明公开了一种两轴框架摆式加速度计，包括：内框架轴角度传感器、内框架轴放大器、内框架轴控制器组件、外框架轴角度传感器、外框架轴放大器、外框架轴控制器组件和摆片。本发明通过两个框架给摆片提供两个方向的角运动的自由度，当基座沿其中一个框架轴方向存在视加速度时，在另一个框架轴上将产生力矩带动摆片转动，角度传感器将测量到的摆片转动角度传输给控制器，控制器通过控制力矩电机的输出力矩平衡由基座加速度产生的力矩，使摆片稳定在零位附近，从而根据力矩电机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：CN108458727A
公开(公告)日：2018-08-28
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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公开(公告)号：CN105115505B
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201510566627.8
申请日：2015-09-08
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明提供了一种四轴惯性稳定平台系统的二阶动态干扰力矩补偿方法，该方法包括如下步骤：1、测量或计算四轴惯性稳定平台系统的转动惯量；2、测量得到所述稳定平台系统内部相对转动的角度和角速度，以及台体相对惯性空间的转动角速度；3、计算所述稳定平台系统的台体合成二阶动态干扰力矩；4、折算电机进行干扰力矩补偿的电机力矩，通过该电机力矩实现干扰力矩补偿；该方法明确给出了二阶动态干扰力矩的计算公式和补偿方法，有利于抑制载体存在角运动时的动态耦合误差，提高四轴惯性稳定平台系统的使用精度。
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公开(公告)号：CN105180936B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510527465.7
申请日：2015-08-25
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Inventor： 魏宗康
Abstract: 本发明提供了一种四轴惯性稳定平台系统的伺服回路解耦方法，包括如下步骤：1、根据台体上安装的陀螺仪输出的角速度，得到台体在Xp轴、Yp轴和Zp轴上的角速度分量；2、测量得到四轴惯性稳定平台系统内部相对转动的角度和角速度；3、计算台体、内框架、外框架和随动框架的合成转动角速度。该方法可以在平台系统相对转动角度为任意值的情况下，实现无奇异值的伺服回路解耦计算，从而提高了载体无轨迹约束条件下的全姿态适应能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107270943A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201710631099.9
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种相关两维的惯性导航落点精度评估方法。该方法包括：确定实际落点位置相对于目标落点位置的横向位置误差和纵向位置误差，以获取预设数量个横向位置误差和预设数量个纵向位置误差；计算所述预设数量个横向位置误差的标准差α和所述预设数量个纵向位置误差的标准差β，并计算标准差α和标准差β的相关系数ρ；根据标准差α和相关系数ρ，计算横向误差精度评估因子e1；根据标准差β和相关系数ρ，计算纵向误差精度评估因子e2；根据e1和e2，对惯性导航落点精度进行评估。本发明实现了在横向和纵向相关两维的情况下，对惯性导航落点精度进行评估的目的。
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公开(公告)号：CN107255477A
公开(公告)日：2017-10-17
申请号：CN201710324365.3
申请日：2017-05-10
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C21/18
CPC classification number: G01C21/18
Abstract: 本发明涉及一种仪表冗余惯性平台系统，包括台体和台体上安装的陀螺仪组合，陀螺仪组合包括3个正交安装的单自由度积分陀螺仪和1个两自由度动力调谐陀螺仪，3个正交安装的单自由度积分陀螺仪控制台体的轴端电机，使台体稳定在惯性空间，两自由度动力调谐陀螺仪测量台体相对惯性空间的角速度，经过姿态更新后实时给出台体相对惯性空间的姿态，台体上还包括加速度计组合，加速度计组合包括4个石英加速度计，其中3个石英加速度计正交安装构成加速度计输入轴坐标系，第4个石英加速度斜置安装，该惯性平台系统具有全姿态、大机动、高可靠、高精度的优点，可以满足载体的全姿态运动的使用要求。
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公开(公告)号：CN107092580A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710203823.8
申请日：2017-03-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G06F17/15
CPC classification number: G06F17/15
Abstract: 本发明涉及一种基于相对误差极小的曲线拟合方法，该方法在线性无关的基函数集的基础上构造拟合曲线的函数形式，采用迭代计算的方法给出拟合曲线的函数中各项系数，把系数代入拟合函数后得到的理论值具有相对误差平方和最小的特点，本发明曲线拟合方法具有相对误差平方和最小的特点，避免了最小二乘法存在的信息缺失问题，并且本发明给出的曲线拟合方法，逻辑性强，易于编程，且方法简单。
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公开(公告)号：CN104316079B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410521446.9
申请日：2014-09-30
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火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，该方法利用已知的误差系数标准差和相关系数矩阵，以及火箭橇试验中测量的火箭橇橇体角速度和加速度，得到随时间变化的距离误差方差。之后，通过公式推导与计算，可以获得覆盖50％落点范围火箭橇试验的落点精度估计公式。本发明只进行一个方向的落点估计，避免了进行多个方向估计的繁琐计算，快速获得估计结果，并提高了估计的准确程度。
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公开(公告)号：CN106595709A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611118309.6
申请日：2016-12-07
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外测信息的惯性导航系统测量误差修正方法，包括：获取外测数据信息；其中，所述外测数据信息包括：外测纬度、外测经度λ和外测高度h中的至少一种；根据所述外测数据信息和输入至输入端的输入信息，对惯性导航系统测量误差进行修正，得到修正结果；其中，所述输入信息包括：根据惯性导航系统确定的北向加速度an、东向加速度ae和天向加速度au中的至少一种；输出所述修正结果；其中，所述修正结果包括：北向通道位置误差修正结果、东向通道位置误差修正结果和天向通道位置误差修正结果。通过本发明实现了对惯导系统速度和位置的修正，提高了组合导航系统的鲁棒性和导航精度。
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