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公开(公告)号：CN108519104B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201810139134.X
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种三参数椭圆概率误差描述惯性导航落点精度的估计方法及系统，即通过椭圆的长轴、短轴和旋转角度三个参数来描述落点精度。首先根据惯性导航系统落点的分布特征参数，即横向位置误差的标准差、纵向位置误差的标准差和两者的相关系数等参数，建立一个新坐标系,其相对于原始坐标系旋转了一个角度，旋转后的落点分布由相关转为不相关。三参数椭圆概率误差模型覆盖了50％的落点概率，并且得到的椭圆面积最小。相对于传统的估计方法，三参数椭圆概率误差模型给出了精确的表达式，能够更加精准地表达落点位置的方向不平衡性和方向相关性，并且在实际应用中也具有很好的通用性。
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公开(公告)号：CN109029502B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810839520.X
申请日：2018-07-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明一种惯性平台系统石英加速度计输出值确定方法，包括如下步骤：1、测量惯性平台系统地理坐标系与载体坐标系之间的初始对准角度；2、测量惯性平台系统台体轴、内框架轴和外框架轴转动角度；3、给出石英加速度计各项误差系数值；4、将上述各个误差系数值带入石英加速度计输出值计算式中得出石英加速度计输出值。该方法将石英加速度计各项已知的误差系数带入到一种石英加速度计新型输出值计算方程中计算得到石英加速度计输出值。该方法相较于传统的计算方法，综合考虑了平台系统误差和石英加速度计自身仪表误差对石英加速度计输出值的影响，使得石英加速度计的输出值更加精确，为石英加速度计的误差补偿提供方便，且适用面广。
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公开(公告)号：CN109029502A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810839520.X
申请日：2018-07-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明一种惯性平台系统石英加速度计输出值确定方法，包括如下步骤：1、测量惯性平台系统地理坐标系与载体坐标系之间的初始对准角度；2、测量惯性平台系统台体轴、内框架轴和外框架轴转动角度；3、给出石英加速度计各项误差系数值；4、将上述各个误差系数值带入石英加速度计输出值计算式中得出石英加速度计输出值。该方法将石英加速度计各项已知的误差系数带入到一种石英加速度计新型输出值计算方程中计算得到石英加速度计输出值。该方法相较于传统的计算方法，综合考虑了平台系统误差和石英加速度计自身仪表误差对石英加速度计输出值的影响，使得石英加速度计的输出值更加精确，为石英加速度计的误差补偿提供方便，且适用面广。
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公开(公告)号：CN119960499A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411971490.X
申请日：2024-12-30
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明涉及一种两轴惯性平台框架轴异常角漂移消除方法，通过优化稳定回路控制环节中积分器顺序，使得输入量由角速度转化为角位置，避免当载体出现同频异相干扰时因解耦环节中的三角函数积化和差数学运算引入附加常量导致框架轴存在附加的常值角漂移。另外，结合两轴惯性平台稳定回路和角度跟踪回路的控制原理，增加角度跟踪回路到稳定回路切换时刻台体角速度累加量清除环节，将角度跟踪回路控制过程中产生的台体角速度累加量清除，在不影响控制精度的前提下，主要目的是消除两轴稳定平台无自由度方向的角速度累加量在角位置解耦环节随台体轴转动对框架轴稳定回路引入异常角漂移。
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公开(公告)号：CN108982918A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810839879.7
申请日：2018-07-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01P21/00
Abstract: 本发明一种基准不确定情况下加速度计组合误差系数分离与标定方法。首先，通过建立基准数学模型，将平台置于某个方位，令平台外框架轴、内框架轴以及台体轴按一定顺序进行转动，测得沿三个加速度计方向的加速度输出脉冲，将其转化为加速度输出平均值，并与理论计算值相减后的误差值作为观测量，将平台方位角和框架转角等作为已知量代入非线性加速度数学误差模型中。其次，通过忽略高阶小量、线性化、迭代等处理方法对误差系数进行分离，最终得到精确误会系数，尤其是加速度计仪表误差系数。传统的实验室标定方法中，基座需要精确的方位基准，不利于快速标定，或者一些自标定仅考虑基座方位误差，其加速度计误差模型并不精确。本发明通过建立数学精确基准，同时引入平台框架误差项等来确保平台系统误差系数标定的有效性和准确性，在基准不确定情况下也能标定加速度计组合误差系数，提高外场标定效率，并提高标定系数的精度。
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Patent Agency Ranking
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：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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公开(公告)号：CN108982918B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810839879.7
申请日：2018-07-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01P21/00
Abstract: 本发明一种基准不确定情况下加速度计组合误差系数分离与标定方法。首先，通过建立基准数学模型，将平台置于某个方位，令平台外框架轴、内框架轴以及台体轴按一定顺序进行转动，测得沿三个加速度计方向的加速度输出脉冲，将其转化为加速度输出平均值，并与理论计算值相减后的误差值作为观测量，将平台方位角和框架转角等作为已知量代入非线性加速度数学误差模型中。其次，通过忽略高阶小量、线性化、迭代等处理方法对误差系数进行分离，最终得到精确误会系数，尤其是加速度计仪表误差系数。传统的实验室标定方法中，基座需要精确的方位基准，不利于快速标定，或者一些自标定仅考虑基座方位误差，其加速度计误差模型并不精确。
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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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