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公开(公告)号：CN107742124A
公开(公告)日：2018-02-27
申请号：CN201710868120.7
申请日：2017-09-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G06K9/48
CPC classification number: G06K9/48 , G06K2009/485
Abstract: 本发明公开了一种加权梯度方向共生矩阵纹理特征的提取方法。该方法包括：预定义一组位移因子；针对待分析的图像计算梯度幅值图像和梯度方向图像；采用局部二值模式算法对梯度幅值图像进行编码得到每个像素的梯度幅值编码值；对预定义的每个位移因子，在梯度方向图像的基础上，以梯度幅值编码为权值计算共生矩阵，得到加权梯度方向共生矩阵；将所有的加权梯度方向共生矩阵进行向量化和归一化处理，得到加权梯度方向共生矩阵纹理特征。本发明解决了传统的共生矩阵纹理特征提取方法只对单一的图像信息进行统计的局限性，实现了提高目标描述力的目的。
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公开(公告)号：CN105115508B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510537052.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供一种基于后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，然后根据设定时刻T到对准时刻T1的俯仰角、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：CN104504255B
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201410765045.8
申请日：2014-12-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种螺旋翼升力和阻力力矩的确定方法，首先利用基于合作目标的激光三维立体成像方法扫描得到螺旋翼的三维点云，然后利用螺旋翼的中心对称的特点，对其中一个叶片进行分析。首先将此叶片分成n等份，其次提取每一份的几何特征并计算升力系数和阻力力矩系数，再次将每一份的升力系数叠加，阻力力矩系数叠加，得到螺旋翼的升力系数和阻力力矩系数。最后带入根据空气阻力模型推导出的螺旋翼升力与角速度的关系式，和螺旋翼受到的阻力力矩与角速度的关系式，即可确定螺旋翼升力和阻力力矩。本方法可以对任意形状的螺旋翼进行扫描，并给出螺旋翼升力和其阻力力矩的与角速度的关系，具有广泛的适用性。
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公开(公告)号：CN105606094A
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201610094618.8
申请日：2016-02-19
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/165 , G01C25/00 , G01S19/47
Abstract: 本发明公开了一种基于MEMS/GPS组合系统的信息条件匹配滤波估计方法，该方法基于MEMS惯性仪表和GPS信号接收等信息建立组合导航物理模型，对系统的传感器输入信息进行实时分析，设计了信息组合判据，对输入信息进行条件筛选和条件匹配，在信息满足组合判据的条件下进行滤波解算，最终获得运动载体准确的速度、姿态和位置信息。
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公开(公告)号：CN104457446B
公开(公告)日：2016-02-10
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105258698A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510657504.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/165 , F41G3/22 , G01S19/47 , G01S19/52 , G01S19/53
Abstract: 一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，通过自旋制导炮弹空中粗对准方法得到初始时刻的位置、速度和姿态，利用惯性导航系统进行导航解算得到每一时刻的导航结果；根据对应时间下GPS输出的导航信息得到对应时刻的航向角、俯仰角、三个速度以及三个速度误差值、俯仰角误差值和航向角误差值，并作为9维卡尔曼滤波估计的观测阵C，估算出对应时刻的三个姿态角修正值、三个速度修正值和三个陀螺仪零偏值，进而得到自旋制导炮弹空中对应时刻的姿态、速度和位置信息。本发明实现了高动态自旋制导炮弹空中失重情况下的组合导航，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声和陀螺仪零偏的滤除，提高了自旋制导炮弹的落点精度，增加了制导炮弹的可控性。
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公开(公告)号：CN104848857B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510218210.2
申请日：2015-04-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种弹道导弹惯性测量系统精度指标自动分配方法，首先根据设定的环境函数值和惯性测量系统误差系数的初始值解算出落点精度值和各项误差系数的落点偏差占比率，并将计算得到的落点精度值与落点精度门限值进行比较：如果计算得到的落点精度值小于设定的门限值，则不需要进行调整；否则按照落点偏差占比率查找待调整的误差系数并进行比例调整，调整结束后解算出落点精度值和各项误差系数的落点偏差占比率，重复以上步骤，最终得到满足落点精度门限值要求的惯性测量误差系数。相比其它惯性测量系统精度指标方法，本发明实现了惯性测量系统精度指标自动分配问题，实现误差系数的最优调整。
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公开(公告)号：CN103955005B
公开(公告)日：2016-08-17
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：CN105424035A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201510726118.7
申请日：2015-10-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/16 , G01C25/005
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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公开(公告)号：CN105115508A
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510537052.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供一种基于后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，然后根据设定时刻T到对准时刻T1的俯仰角、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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