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公开(公告)号：CN106813663B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710103363.1
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种惯性导航数据与卫星导航数据同步方法，包括如下步骤：获取惯性导航数据，获取卫星导航数据；提取卫星导航秒脉冲时刻t，提取卫星导航秒脉冲时刻t前后两个时间点t1、t2的惯性导航数据，计算卫星导航秒脉冲时刻t与t2之间的间隔时间tGPS，tGPS＝t2‑t；计算比例系数Kr：T为两个时间点t1、t2之间的时间间隔；计算t时刻惯性导航位置参数和速度参数；计算t时刻的惯性导航姿态四元数。本发明利用两个惯性导航时刻的数据换算获得秒脉冲的发送时刻的惯性导航数据，实现了惯性导航数据与卫星导航数据同步，提高了数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN106802150B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710115355.9
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基准偏差消除方法及装置。该方法包括：获取从惯性测量组合相对于主惯性测量组合的方位差；采集主惯性测量组合和从惯性测量组合的加速度计信息；计算主惯性测量组合和从惯性测量组合的不水平度；根据所述方位差和所述不水平度，计算从惯性测量组合到主惯性测量组合的基准转换矩阵；当主惯性测量组合切换至从惯性测量组合后，利用所述基准转换矩阵，消除运载器惯性导航数据的基准偏差。本发明解决了目前惯性测量组合进行切换后，运载器惯性导航数据会产生基准偏差，进而影响运载器飞行控制精确度的问题，实现了消除运载器惯性导航数据基准偏差，提高运载器飞行控制精确度的效果。
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公开(公告)号：CN107797455A
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201711099168.2
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种运载火箭伺服机构非线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始非线性归零时刻、非线性归零时刻，然后得到各个伺服机构的非线性归零时间以及对应的时间参数，最后根据各个伺服机构的时间参数计算得到对应的归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构非线性平滑归零。
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公开(公告)号：CN106909166A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710115354.4
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种升交点赤经参数的修正方法及装置。该方法包括：获取运载器的实际起飞时间，及所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数；计算所述实际起飞时间与预定起飞时间之间的时间偏差；将所述时间偏差进行限幅处理，以获取限幅后的时间偏差；根据所述限幅后的时间偏差，计算升交点赤经参数偏差量；根据所述升交点赤经参数偏差量，修正所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数。本发明解决了运载器延迟发射时，升交点赤经参数发生变化，运载器无法准确进入预定轨道的问题，实现了提高运载器飞行控制可靠性的效果。
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公开(公告)号：CN106909166B
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201710115354.4
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种升交点赤经参数的修正方法及装置。该方法包括：获取运载器的实际起飞时间，及所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数；计算所述实际起飞时间与预定起飞时间之间的时间偏差；将所述时间偏差进行限幅处理，以获取限幅后的时间偏差；根据所述限幅后的时间偏差，计算升交点赤经参数偏差量；根据所述升交点赤经参数偏差量，修正所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数。本发明解决了运载器延迟发射时，升交点赤经参数发生变化，运载器无法准确进入预定轨道的问题，实现了提高运载器飞行控制可靠性的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106927063B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710115352.5
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种惯组输出数据的模拟方法及装置。该方法包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。本发明实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。
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公开(公告)号：CN107933965B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201711100041.8
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻，然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间，最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构线性平滑归零。本发明实现方式简单，易于推广，通过伺服机构线性归零，可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差，为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件，可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制，具有很好的使用价值。
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公开(公告)号：CN106996778A
公开(公告)日：2017-08-01
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
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公开(公告)号：CN106813663A
公开(公告)日：2017-06-09
申请号：CN201710103363.1
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种惯性导航数据与卫星导航数据同步方法，包括如下步骤：获取惯性导航数据，获取卫星导航数据；提取卫星导航秒脉冲时刻t，提取卫星导航秒脉冲时刻t前后两个时间点t1、t2的惯性导航数据，计算卫星导航秒脉冲时刻t与t2之间的间隔时间tGPS，tGPS＝t2‑t；计算比例系数Kr：T为两个时间点t1、t2之间的时间间隔；计算t时刻惯性导航位置参数和速度参数；计算t时刻的惯性导航姿态四元数。本发明利用两个惯性导航时刻的数据换算获得秒脉冲的发送时刻的惯性导航数据，实现了惯性导航数据与卫星导航数据同步，提高了数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN106802150A
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201710115355.9
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C21/16 , G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种基准偏差消除方法及装置。该方法包括：获取从惯性测量组合相对于主惯性测量组合的方位差；采集主惯性测量组合和从惯性测量组合的加速度计信息；计算主惯性测量组合和从惯性测量组合的不水平度；根据所述方位差和所述不水平度，计算从惯性测量组合到主惯性测量组合的基准转换矩阵；当主惯性测量组合切换至从惯性测量组合后，利用所述基准转换矩阵，消除运载器惯性导航数据的基准偏差。本发明解决了目前惯性测量组合进行切换后，运载器惯性导航数据会产生基准偏差，进而影响运载器飞行控制精确度的问题，实现了消除运载器惯性导航数据基准偏差，提高运载器飞行控制精确度的效果。
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