公开(公告)号：CN119687884A

公开(公告)日：2025-03-25

申请号：CN202411726565.8

申请日：2024-11-28

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 何健伟 ,  陆俊清 ,  杨元侠 ,  张红 ,  杜鹏 ,  吕江涛 ,  靳苗苗 ,  高枫

IPC: G01C19/5691 ,  G01C19/5776 ,  H03M1/66 ,  H03K19/20

Abstract: 本发明公开了一种半球谐振陀螺的激励电路及系统，涉及半球谐振陀螺技术领域，所述激励电路包括采样电路、控制器、数模转换电路和信号放大电路，采样电路与控制器和半球谐振陀螺连接，用于采集半球谐振陀螺的半球谐振子的振动信号并输出至控制器，控制器与数模转换电路连接，用于根据振动信号生成数字激励信号并输出至数模转换电路，数模转换电路与信号放大电路连接，用于将数字激励信号转化为模拟激励信号输出至信号放大电路，信号放大电路与半球谐振陀螺连接，用于将模拟激励信号放大并输出至半球谐振陀螺的电容电极，提高了激励信号的精度，使所述半球谐振子以四波幅振型保持稳定振动。

公开(公告)号：CN111928872A

公开(公告)日：2020-11-13

申请号：CN202010900742.5

申请日：2020-08-31

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 邱东 ,  葛仲浩 ,  黄丽娟 ,  李星善 ,  陆俊清

IPC: G01C25/00

Abstract: 本申请涉及一种用于制导飞行器的对准系统，其包括箭载测量组件、定瞄组件和控制器；箭载测量组件用于组设于飞行器内部，其包括第一支座，以及设于第一支座上的箭载惯组和第一直角棱镜；定瞄组件用于组设于起竖臂上，其包括定瞄舱、瞄准仪和定位定向设备；瞄准仪和定位定向设备作为整体滑设于定瞄舱内，并连接有单轴调节机构，瞄准仪用于向第一直角棱镜发射光线以及接收反射回的光线；控制器与单轴调节机构和瞄准仪连接，并用于控制单轴调节机构驱动瞄准仪沿飞行器轴向移动，以及控制瞄准仪的转位机构，驱动瞄准仪的镜头在垂直于飞行器轴向的平面内转动。本申请可以解决相关技术中光学传递对准对结构装配的要求较高的问题。

公开(公告)号：CN103105177B

公开(公告)日：2015-10-21

申请号：CN201310020575.5

申请日：2013-01-21

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 邵志浩 ,  李星善 ,  袁慧铮 ,  陆俊清 ,  郑永强

IPC: G01C25/00 ,  G01C19/72

Abstract: 本发明公开了一种低成本光纤陀螺本征频率测量方法，通过对光纤环的相位调制，调制信号高度任意，调制信号周期大于预估光纤环渡越时间，得到实际光纤环受到的调制信号相位，然后，通过时序控制，实现模数转换器对探测器输出信号的模数转换，生成采样序列，最后，利用采样序列与调制信号序列进行互相关函数运算，并在一定范围内求极值，结合数模转换器转换周期，从而计算得到渡约时间，然后渡约时间倒数即为本征频率。该方法可以在不增加任何成本的前提下，快速有效的测量光纤陀螺本征频率，从而为系统调制信号周期提供有效依据，以消除本征频率漂移造成的系统零偏，满足低成本光纤陀螺的测试需求，其测试精度亦满足中低精度光纤陀螺的精度需求。

公开(公告)号：CN104931922A

公开(公告)日：2015-09-23

申请号：CN201510218979.4

申请日：2015-04-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 陆俊清 ,  刘欢 ,  高博 ,  沈小龙

IPC: G01S3/14 ,  G01C1/00

CPC classification number: G01S3/14 ,  G01C1/00

Abstract: 本发明公开了一种车载双天线卫星定向仪方位角传递装置，主要包括主天线基座、主导航卫星天线、直角棱镜、副天线调平基座、光学靶标、副导航卫星天线、主接收机、副接收机和计算机。本发明还提供了基于上述装置的定向方法，具体为：测量棱镜与光学测量装置光轴之间的固定偏差角ψ1；光学测量装置实时对光学靶标成像，提取当前成像与初始成像在与两卫星天线方向垂直方向上的位置变化量dx，进而换算得到误差角度ψ2；主接收机结合主导航卫星天线位置和副导航卫星天线位置解算出卫星天线测量角ψ3；计算机计算方位棱镜的方位角ψ＝ψ3+ψ2-ψ1。本发明将主导航天线和副导航天线安装至不同基座上，并对主要误差进行补偿，方便延长基线长度来满足测量精度的要求。

公开(公告)号：CN104567874A

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：CN201510037846.7

申请日：2015-01-26

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 牟方佳 ,  高博 ,  刘欢 ,  杨道安 ,  刘群昌 ,  王亚军 ,  于仁智 ,  董金华 ,  唐梦丽 ,  陆俊清

IPC: G01C21/16 ,  G01C25/00

CPC classification number: G01C21/18 ,  G01C25/005

Abstract: 本发明提供了一种车载定位定向及自标定装置，其结构为：外框旋转机构安装于基座上，中框旋转机构安装于外框旋转机构内，内框旋转机构安装于中框旋转机构内；外框、中框及内框锁定机构分别用于外框旋转机构、中框旋转机构、内框旋转机构的方位锁定；激光惯导安装于内框锁定机构上，激光惯导包括台体、三个激光陀螺、三个加速度计和一个棱镜，三激光陀螺相互正交设置，三加速度计相互正交设置，棱镜斜向布置与三个激光陀螺均形成夹角。本发明基于激光惯导对载体车辆进行惯性定位及定向，实时提供载体车辆所在位置的经度、纬度和载体车辆行进中的航向角，并通过旋转调制实现对激光惯导的自标定，从而实现车载定位、定向及自标定三功能一体化集成。

公开(公告)号：CN110940357B

公开(公告)日：2021-07-20

申请号：CN201911327564.5

申请日：2019-12-20

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 胡华峰 ,  刘明 ,  陆俊清 ,  李旦 ,  万志江 ,  李星善 ,  施丽娟 ,  游浪

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/16 ,  G01C21/20

Abstract: 本发明公开了一种用于旋转惯导单轴自对准的内杆臂标定方法，包括以下步骤：对旋转式惯导进行自标定，获取惯性测量单元的标定参数；对旋转式惯导进行单轴自对准转停运动，直至获取惯性测量单元的高精度水平对准的姿态矩阵；继续进行至少一次转停运动，在每次转停运动中、间隔预设的采集周期Δt，采集惯性测量单元中加速度计的原始输出oAcc，并获取惯性测量单元的姿态矩阵根据姿态矩阵计算加速度计的理想输出fB；根据标定参数和原始输出oAcc，计算加速度计的真实输出根据理想输出fB与真实输出计算加速度计的输出误差δf′；计算所有次数的转停运动加速度计的输出误差的平均值δf；基于杆臂效应误差模型和加速度计的输出误差的平均值δf，获得加速度计的内杆臂。

公开(公告)号：CN110954099A

公开(公告)日：2020-04-03

申请号：CN201911338384.7

申请日：2019-12-23

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 邱东 ,  陆俊清

IPC: G01C21/16

Abstract: 本发明公开了一种惯性测量单元，包括：基座，其为铝碳化硅陶瓷材料制成的一体成型结构，并具有一容纳腔；三个加速度计，其设于所述容纳腔内，并空间正交安装于所述基座的内壁上；三个光纤陀螺，其空间正交安装在所述基座的外壁上。本发明结构简单、刚性好，有助于实现惯性测量单元的轻质小型化；并且本发明的温度稳定性好，可有效避免热应力引发的加速度计、光纤陀螺的安装误差变化量。

公开(公告)号：CN105424039B

公开(公告)日：2018-07-31

申请号：CN201610005780.8

申请日：2016-01-06

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 高博 ,  胡振林 ,  陆俊清 ,  刘源远 ,  吕江涛 ,  袁慧铮 ,  杨元侠 ,  王安迪 ,  戴世龙

IPC: G01C21/16 ,  G01C25/00

Abstract: 本发明公开了种光纤惯性测量组合结构,包括惯组骨架、光纤陀螺组件、加速度计、尾纤盘绕板和锁紧压块。惯组骨架为球形结构,光纤陀螺组件包括三个环体组合和光源与信号处理组件,其中三个环体组合在惯组骨架内相互正交安装;光源与信号处理组件通过尾纤盘绕板与各环体组合的光纤实现相连;三个加速度计相互正交地安装在惯组骨架上。本发明在光纤陀螺具有充足设计空间以保证精度的基础上,极大缩小了惯性测量组合设计自标定和自对准功能时的回转体旋转直径,使高精度、自标定和自对准的小型化、低成本光纤惯性测量组合成为可能。

公开(公告)号：CN104006828B

公开(公告)日：2016-08-17

申请号：CN201410270654.6

申请日：2014-06-17

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 袁慧铮 ,  穆杰 ,  高博 ,  陆俊清 ,  李星善 ,  邵志浩 ,  葛仲浩

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明提供了一种惯性器件轴系误差的标定方法，包括下述步骤：S1：将待测惯性器件设置在位置台上，并旋转位置台使得位置台的旋转轴与导航系的OZ轴重合；待测惯性器件包括第一惯性器件和第二惯性器件，第二惯性器件为第一惯性器件提供角速率基准；S2：采集待测惯性器件中第一惯性器件输出的第一数字量Ua和第二惯性器件输出的第二数字量Ub；S3：将位置台旋转180°或180°的奇数倍后，采集第一惯性器件输出的第三数字量U′a和第二惯性器件输出的第四数字量U′b；S4：根据第一数字量、第二数字量、第三数字量和第四数字量获得待测惯性器件的轴系误差。本发明可以标定出惯性器件的轴系误差，标定精度高。

公开(公告)号：CN102620733B

公开(公告)日：2014-11-05

申请号：CN201210085410.1

申请日：2012-03-28

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 陆俊清 ,  万志江 ,  高辉文

IPC: G01C21/16

Abstract: 本发明公开了一种惯性测量组合温度补偿方法，该方法将惯性测量组合安装到温控转台上，通过调整温控转台使惯性测量组合处在不同温度环境下，并使其从不同角度、以不同速度进行转动，在此过程中记录加速度计通道输出数据、陀螺通道输出数据和惯性测量组合各测试点实测温度；将所有数据进行处理并建立惯性测量组合温度特性数学模型，并根据惯性测量组合温度特性数学模型进行温度补偿。本发明操作简单、适用性强，能实现惯性测量组合适应不同工作温度条件下短时间上电后的快速等精度输出，为飞行器系统快速反应，迅速运动和精确定位提供了重要的技术保障。