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公开(公告)号：CN107478110B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201710631100.8
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。该方法包括：获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度，并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量；获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角；利用所述角速度分量、滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角，构建姿态角更新矩阵；利用姿态角更新矩阵，计算反馈增益矩阵；根据姿态角更新矩阵、反馈增益矩阵，以及旋转弹在当前时刻的姿态角，计算旋转弹在下一时刻的姿态角。本发明能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。
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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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公开(公告)号：CN105508818A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510946880.6
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F16M11/02
CPC classification number: F16M11/02
Abstract: 本发明公开了一种具有三角镂空结构的球形惯性稳定平台，包括台体、内框架、外框架、随动框架、基座和轴端；其中内框架和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有均匀分布三角镂空结构的球形壳体，该三角镂空结构为近似等分的三角形，均匀分布在除轴端和安装区域以外的球形壳体上；该稳定平台相对于环形结构的稳定平台，具有等刚度特点，并且有利于减小干扰误差；相比完全封闭的球形结构的稳定平台，具有良好的热传导和热对流功能，有利于建立良好的温度场。
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公开(公告)号：CN106643726A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611051763.4
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种统一惯性导航解算方法，步骤包括：1、更新计算地固坐标系到导航坐标系的转换矩阵2、更新计算固联坐标系到导航坐标系的转换矩阵3、更新计算载体在地固坐标系下的速度矢量4、根据载体在地固坐标系下的速度矢量，更新计算载体在地固坐标系下的位置矢量；并根据所述速度矢量更新载体在地理坐标系下的位置坐标；5、重复步骤1～4，在设定的惯性测量时段内，迭代计算得到每个时刻的载体在地固坐标系下的速度矢量、载体在地固坐标系下的位置矢量，以及载体在地理坐标系下的位置坐标。该方法针对捷联式惯性导航系统和平台式惯性导航系统，给出了统一了导航方程，相对于传统解算方法既降低了计算量，又具有更广的适应性。
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公开(公告)号：CN105571592A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201510946974.3
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C21/18
CPC classification number: G01C21/18
Abstract: 本发明公开了一种双极轴球面网壳结构的球形惯性稳定平台，包括台体、内框架、外框架、随动框架、基座和轴端；其中内框架和和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有镂空结构的球形壳体，该镂空结构通过对两个正交极轴的经纬线分割的网格镂空得到，分布在除轴端和电路安装区域以外的球形壳体上；该稳定平台相对于环形结构的稳定平台，具有等刚度特点，并且有利于与减小干扰误差；相比完全封闭的球形结构的稳定平台，具有良好的热传导和热对流功能，有利于建立良好的温度场。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106643726B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201611051763.4
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供了一种统一惯性导航解算方法，步骤包括：1、更新计算地固坐标系到导航坐标系的转换矩阵2、更新计算固联坐标系到导航坐标系的转换矩阵3、更新计算载体在地固坐标系下的速度矢量4根据载体在地固坐标系下的速度矢量，更新计算载体在地固坐标系下的位置矢量；并根据所述速度矢量更新载体在地理坐标系下的位置坐标；5、重复步骤1～4，在设定的惯性测量时段内，迭代计算得到每个时刻的载体在地固坐标系下的速度矢量、载体在地固坐标系下的位置矢量，以及载体在地理坐标系下的位置坐标。该方法针对捷联式惯性导航系统和平台式惯性导航系统，给出了统一了导航方程，相对于传统解算方法既降低了计算量，又具有更广的适应性。
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公开(公告)号：CN105571592B
公开(公告)日：2018-08-21
申请号：CN201510946974.3
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C21/18
Abstract: 本发明公开了一种双极轴球面网壳结构的球形惯性稳定平台，包括台体、内框架、外框架、随动框架、基座和轴端；其中内框架和和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有镂空结构的球形壳体，该镂空结构通过对两个正交极轴的经纬线分割的网格镂空得到，分布在除轴端和电路安装区域以外的球形壳体上；该稳定平台相对于环形结构的稳定平台，具有等刚度特点，并且有利于与减小干扰误差；相比完全封闭的球形结构的稳定平台，具有良好的热传导和热对流功能，有利于建立良好的温度场。
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公开(公告)号：CN107478110A
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201710631100.8
申请日：2017-07-28
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。该方法包括：获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度，并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量；获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角；利用所述角速度分量、滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角，构建姿态角更新矩阵；利用姿态角更新矩阵，计算反馈增益矩阵；根据姿态角更新矩阵、反馈增益矩阵，以及旋转弹在当前时刻的姿态角，计算旋转弹在下一时刻的姿态角。本发明能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。
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公开(公告)号：CN105508818B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510946880.6
申请日：2015-12-16
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F16M11/02
Abstract: 本发明公开了一种具有三角镂空结构的球形惯性稳定平台，包括台体、内框架、外框架、随动框架、基座和轴端；其中内框架和基座为球形壳体，外框架和随动框架为具有均匀分布三角镂空结构的球形壳体，该三角镂空结构为近似等分的三角形，均匀分布在除轴端和安装区域以外的球形壳体上；该稳定平台相对于环形结构的稳定平台，具有等刚度特点，并且有利于减小干扰误差；相比完全封闭的球形结构的稳定平台，具有良好的热传导和热对流功能，有利于建立良好的温度场。
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公开(公告)号：CN106595709B
公开(公告)日：2019-09-06
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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