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公开(公告)号：CN106895855B
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201710239543.2
申请日：2017-04-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法，通过卫星导航提供的位置、速度信息，和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式，估计惯性导航初始基准误差，修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式，对姿态角进行修正，同时对速度和位置进行修正，最终实现提高姿态角解算精度，提高中制导与末制导交班精度的目的。
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公开(公告)号：CN112965456A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110063287.2
申请日：2021-01-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本申请公开了一种用于空基武器测试的地面中心计算系统，包括：主机电源，可调隔离电源，电子盘，总线板卡，主控单元，数字控制板，卫星信号模拟器，总线底板和机箱；所述主机电源被配置用于通过所述总线底板为所述可调隔离电源，所述电子盘，所述总线板卡，所述主控单元，所述数字控制板和所述卫星信号模拟器供电；所述电子盘被配置用于存储中心计算运行数据；所述可调隔离电源被配置用于模拟载机直流供电；所述总线板卡被配置用于模拟载机总线接口；所述主控单元被配置用于实现中心计算机运行控制、管理和实现以太网总线接口；所述数字控制板被配置用于通过总线板卡控制所述可调隔离电源；所述卫星导航模拟器被配置用于模拟卫星星座导航信号。
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公开(公告)号：CN106774379B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710137351.0
申请日：2017-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法，利用自适应向传播(Back Propagation，BP)神经网络结合超螺旋滑模控制算法，设计针对挠性飞行器的调姿方案。该方案能满足挠性飞行器系统快速响应、强鲁棒性等要求，将提供比标准超螺旋算法更快的收敛速度。同时，该方案实现了参数自适应调节，由高频切换行为导致的抖振被有效的抑制，自适应增益还将解决超调和控制增益选取困难的问题。
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公开(公告)号：CN104834316A
公开(公告)日：2015-08-12
申请号：CN201510169304.5
申请日：2015-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法，采集捷联惯组陀螺输出的角速率以及捷联惯组加速度计输出的比力fb；根据所述比力fb和罗经回路网络计算参数计算得到姿态保持数学平台调整指令角速率根据角速率以及调整指令角速率计算姿态变化角速率利用姿态变化角速率更新计算姿态四元数向量Q，根据更新计算后的姿态四元数向量Q更新计算平台系姿态矩阵利用更新计算后的平台系姿态矩阵计算俯仰、滚动、方位姿态角γ、ψ。本发明方法在车载晃动环境下，能够持续保持精确而稳定的姿态角输出，具有更高的姿态保持抗干扰性。
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公开(公告)号：CN104748763A
公开(公告)日：2015-07-01
申请号：CN201510122689.X
申请日：2015-03-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种适用于车载晃动的捷联惯组快速对准方法，利用捷联惯组计算速度误差周期长，车体晃动速度误差周期短的特点，设计环境速度提取滤波器从导航速度计算值中提取出车载环境实际晃动速度值，进行速度匹配的卡尔曼滤波对准。由于环境速度的有效提取能够大幅降低初始对准滤波器的量测误差，使车载晃动对初始对准精度和速度的影响得到有效抑制；从而实现了车载武器捷联惯组在车载晃动环境下快速、精确的初始对准。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117784907A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311621141.0
申请日：2023-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F1/28 , G06F1/3234 , G06F1/24
Abstract: 本申请提供一种用于信息处理器的电源管理控制系统，包括：PSoC主控单元；供电控制单元：信号输入端与PSoC的控制信号输出端连接、输出端与信息处理器的供电输入端连接；复位单元：信号输入端与PSoC的复位信号输出端连接、信号输出端与信息处理器的复位信号输入端连接；回采单元：供电完毕信号输入端与供电控制单元的供电完毕信号输出端连接，启动完成信号输入端与信息处理器的启动完成信号输出端连接，供电回采信号输出端与PSoC的供电回采信号输入端连接，启动完成信号输出端与PSoC的启动完成信号输入端连接；本申请采用PSoC作为主芯片，硬件电路简单，成本低，控制复杂度和功耗较低，适用于信息处理器的电源管控领域。
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公开(公告)号：CN106595649B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201611048884.3
申请日：2016-11-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN106774379A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710137351.0
申请日：2017-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法，利用自适应向传播(Back Propagation，BP)神经网络结合超螺旋滑模控制算法，设计针对挠性飞行器的调姿方案。该方案能满足挠性飞行器系统快速响应、强鲁棒性等要求，将提供比标准超螺旋算法更快的收敛速度。同时，该方案实现了参数自适应调节，由高频切换行为导致的抖振被有效的抑制，自适应增益还将解决超调和控制增益选取困难的问题。
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公开(公告)号：CN106595705A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611048571.8
申请日：2016-11-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法，该方法根据惯性导航误差传播机理建立惯性初始基准偏差模型，利用GPS信息作为观测量，采用标准卡尔曼滤波方法估计惯性初始基准偏差。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证，基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法能够有效地估计出惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN112968325A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110155091.6
申请日：2021-02-04
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: H01R13/629 , H01R13/639 , H02B1/30
Abstract: 本发明提供一种后插拔式可配置测试组合机柜系统，至少包括两个测试机柜，所述测试机柜内设置有后插拔标准插箱和可分区矩形连接器；所述后插拔标准插箱相对所述测试机柜的柜体可移动设置；所述可分区矩形连接器包括插座和插头；所述插座设置在所述后插拔标准插箱的一侧；所述插头固连在所述柜体上；所述插座可随所述后插拔标准插箱一起移动并与所述插头对插。本发明提供的后插拔式可配置测试组合机柜系统，通过简化外部接口、形成柜体内部预置连接关系，有效降低操作安全风险以及连接错误可能性，从而提升系统互联的效率和可靠性；通过标准化供配电单元和通信接口，可根据需要进行配置、扩展并实现高效兼容。
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