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公开(公告)号：CN110045403A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910309289.8
申请日：2019-04-17
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于大地坐标系的测距方法和测距装置，解决超视距测距误差较大的技术问题。包括：确定所述第一标的物和所述第二标的物共同可见的同源卫星；利用所述同源卫星获得所述第一标的物和所述第二标的物同一时刻的大地坐标；将所述大地坐标转换为空间直角坐标后形成所述第一标的物和所述第二标的物的相对距离。消除了根据信号强度随机利用可见卫星进行定位计算带来的定位系统误差，从而提高测距精度。利用优化的坐标系映射规则大大节约了计算资源提高了运算效率，实现了集群设备间非可视测距的准实时性。
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公开(公告)号：CN105136168A
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201510527701.5
申请日：2015-08-25
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 捷联惯性设备的低成本速率闭环转位控制方法，包括以下步骤：驱动板接收主控板的使能控制信号、方向控制信号后，利用功率放大器生成功率信号驱动力矩电机带动转位机构转动，转向目标方向；转向过程中驱动板利用天向陀螺测量的角速率变化调整功率驱动信号以达到转动角速率，在转向至相应行程开关触发位置时，执行速率切换，按照预设的角速度转动，靠紧限位挡块。不需要引入专门角位置传感器，而是利用捷联惯性设备中的天向陀螺作为反馈元件，在以机械限位保证精度的开环转位机构方案基础上实现简易、低成本闭环控制的方案。还包括相应的控制装置。
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公开(公告)号：CN110375726A
公开(公告)日：2019-10-25
申请号：CN201910400764.2
申请日：2019-05-15
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种光纤陀螺系统级温度补偿方法和补偿装置，解决现有温度补偿不准确的技术问题。包括：搭建系统级温度补偿平台；采集与处理所述温度补偿平台的工况温度数据；利用所述工况温度数据形成零偏估计模型；通过所述零偏估计模型进行零偏补偿。将光纤陀螺的零偏补偿模型在光纤捷联惯组的工况环境中建立，在充分反映系统性温度变化和温度变化率的基础上，获得系统温度形成的测量偏差并予以消除，保证了光纤惯组在全温域环境下的寻北精度。
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公开(公告)号：CN105136168B
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201510527701.5
申请日：2015-08-25
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 捷联惯性设备的低成本速率闭环转位控制方法，包括以下步骤：驱动板接收主控板的使能控制信号、方向控制信号后，利用功率放大器生成功率信号驱动力矩电机带动转位机构转动，转向目标方向；转向过程中驱动板利用天向陀螺测量的角速率变化调整功率驱动信号以达到转动角速率，在转向至相应行程开关触发位置时，执行速率切换，按照预设的角速度转动，靠紧限位挡块。不需要引入专门角位置传感器，而是利用捷联惯性设备中的天向陀螺作为反馈元件，在以机械限位保证精度的开环转位机构方案基础上实现简易、低成本闭环控制的方案。还包括相应的控制装置。
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公开(公告)号：CN115574662A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211120504.8
申请日：2022-09-15
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本申请公开了一种基于行进中射击的车载转塔导航方法，可以获取所述导航装置的第一坐标系和第一导航信息、以及所述转塔装置的第二坐标系、第一运动导航信息和预设导航信息；紧接着，根据所述第一坐标系和所述第二坐标系得到坐标相对位置信息；再紧接着，根据所述坐标相对位置信息、所述第一导航信息和所述第一运动导航信息得到所述转塔装置在所述第一坐标系下的第二导航信息；然后，根据所述第二导航信息和所述预设导航信息调整所述转塔装置的导航。本申请可调整所述转塔装置的导航，确保所述转塔装置在振动时移位了，能再次进行导航的调整，保证导航的精确度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114124280B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202111299048.3
申请日：2021-11-04
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于CPT原子钟的多系统间时间同步及对时方法及系统，其中方法包括：中心系统和各个分系统各自独立上电，其中，分系统为n个，每个分系统分别连接至中心系统，n为预设值，n≥1且为自然数；中心系统和各个分系统分别等待卫星授时成功，在原子钟稳定后完成驯服，进入守时状态，完成时间初同步；中心系统向各个分系统发送系统间对时指令，各个分系统按照时间差计算流程计算中心系统与各个分系统间的时差；各个分系统用计算出的时差对本系统时间进行修正，按照修正后的时间向中心系统上报时间系统，完成时间同步。
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公开(公告)号：CN111537002B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN202010548724.5
申请日：2020-06-16
Applicant: 北京航天发射技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种激光捷联惯组安装误差的标定方法和定向方法，解决现有固联的激光捷联惯组测量存在误差的技术问题。包括：建立激光捷联惯组坐标系b相对于发射架坐标系B的姿态矩阵建立所述发射架坐标系B相对于导航坐标系n的姿态矩阵根据所述姿态矩阵和所述姿态矩阵形成所述激光捷联惯组坐标系b相对于所述导航坐标系n的姿态矩阵根据所述姿态矩阵在发射架调平工况中的俯仰角和横滚角变化获得所述激光捷联惯组输出的俯仰角和横滚角标定俯仰安装误差和横滚安装误差。从实现过程可以看出，该标定方法与对准精度无关，短时内惯组导航精度高，标定简单易行，不需额外的高精度寻北仪辅助测量。
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公开(公告)号：CN117949691A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202311504899.6
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京航天发射技术研究所
IPC: G01P21/02
Abstract: 本发明提供了一种加速度计启动误差的测量装置及方法，灵活地对加速度计和I/F转换板启动误差进行单独或组合测试，实现加速度计零偏和I/F转换板刻度系数误差的解耦功能；采用数据拟合方法衡量短时间内的启动误差大小，更为准确地反映加速度计快速启动零偏变化的情况；为惯组仪器仪表筛选提供新的方法；为惯组对准误差分析提供数据依据，实现更精确的惯组对准误差计算。
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公开(公告)号：CN114608516A
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202210106649.6
申请日：2022-01-28
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种小型化雷达动态测姿设备，包括：箱体1，以及设置在箱体1内的光纤陀螺组合2、加速度计3、IF板4、主控板5和电源模块6，其中：光纤陀螺组合2用于实时测量三轴角速率数据；加速度计3用于测量载体运动过程中的加速度数据，并将加速度计信号转换成电流信号，将电流信号输出至IF板4将加速度计输出的电流信号转换成脉冲信号，并输出至主控板5；主控板5用于接收和采集光纤陀螺组合2测量的三轴角速率数据和加速度计3测量的加速度数据，并进行动态姿态测量；电源模块6用于将输入的直流电源转换成产品内部各部组件所需的电源；主控板5具体用于将光纤陀螺组合2测量的三轴角速率数据和加速度计3测量的加速度数据通过互补滤波器进行姿态修正，得到姿态信息。
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公开(公告)号：CN112147874B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202011220718.3
申请日：2020-11-05
Applicant: 北京航天发射技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于卫星授时和CPT原子钟守时的高精度时频基准生成装置和方法，解决现有时频基准生成高度依赖卫星信号、授时守时相位同步可靠性低以及导致体积大、功耗高不适应车载环境等技术问题。具体包括：卫星授时组件获取导航卫星的授时信号形成授时时间信息和授时秒脉冲信号输出；原子钟守时组件根据授时时间信息和授时秒脉冲信号的稳定性调整原子钟基准频率形成守时脉冲信号和守时时间信息输出；授时供电电路和守时供电电路利用车载电源向卫星授时组件和原子钟守时组件独立供电。实现时频基准生成装置的小型化和低功耗，在车载环境较长无授时信号时的守时信号高精度保持，以卫星授时信号的稳定性作为CPT原子钟基准频率调整的参量，将授时信号与守时信号形成连贯的唯一的时间基准信号输出，避免了不同类型信号切换的时间开销和系统误差。
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