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公开(公告)号：CN105509768B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201510850156.3
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种单轴寻北仪的误差标定方法，包括以下步骤：首先驱动转台进行四位置测试，标定出单轴寻北仪仪表系与载体系之间的控制偏角；然后以寻北仪仪表系为标定坐标系，控制转台进行相应的位置和速率测试；最后依据单轴寻北仪的误差模型完成各项误差系数的解算。本发明解决了单轴寻北仪载体系和仪表系不确定的角度关系问题，采用了简单的单轴寻北仪误差补偿模型及位置速率标定方法，实现了单轴寻北仪的误差标定。本发明的标定方法耗时少、计算简单，能够快速完成标定测试。
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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：CN105509768A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510850156.3
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 一种单轴寻北仪的误差标定方法，包括以下步骤：首先驱动转台进行四位置测试，标定出单轴寻北仪仪表系与载体系之间的控制偏角；然后以寻北仪仪表系为标定坐标系，控制转台进行相应的位置和速率测试；最后依据单轴寻北仪的误差模型完成各项误差系数的解算。本发明解决了单轴寻北仪载体系和仪表系不确定的角度关系问题，采用了简单的单轴寻北仪误差补偿模型及位置速率标定方法，实现了单轴寻北仪的误差标定。本发明的标定方法耗时少、计算简单，能够快速完成标定测试。
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公开(公告)号：CN111966331B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202010621511.0
申请日：2020-06-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于配置信息的惯性平台系统控制方法：(1)、通过通讯接口将配置信息包上传至惯性平台系统中；(2)、惯性平台系统采集并框架角传感器输出的三轴角度、石英加速度计传感器输出的三轴加速度，获取配置信息并对配置信息包进行解析，得到每个步骤对应的控制类型和控制所需的时间；(3)、惯性平台系统按照任务控制流程中步骤的先后顺序，提取步骤的控制类型和控制参数，根据控制类型和控制参数，调用该控制类型预设的控制程序执行相应的步骤，在本步骤控制所需的时间用尽后，自动执行任务控制流程中的下一个步骤，直至任务完成，从而实现了惯性平台系统控制方法的动态更改。
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公开(公告)号：CN111966331A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010621511.0
申请日：2020-06-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于配置信息的惯性平台系统控制方法：(1)、通过通讯接口将配置信息包上传至惯性平台系统中；(2)、惯性平台系统采集并框架角传感器输出的三轴角度、石英加速度计传感器输出的三轴加速度，获取配置信息并对配置信息包进行解析，得到每个步骤对应的控制类型和控制所需的时间；(3)、惯性平台系统按照任务控制流程中步骤的先后顺序，提取步骤的控制类型和控制参数，根据控制类型和控制参数，调用该控制类型预设的控制程序执行相应的步骤，在本步骤控制所需的时间用尽后，自动执行任务控制流程中的下一个步骤，直至任务完成，从而实现了惯性平台系统控制方法的动态更改。
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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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