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公开(公告)号：CN114046697A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202110883220.3
申请日：2021-08-02
Abstract: 本发明提供了一种炮弹船尾及炮弹船尾的装配方法。炮弹船尾包括：外壳，包括本体、均设置在本体的端面的电子舱腔体、能源舱腔体和多个安装腔以及位于本体的周向侧壁的天线安装槽；卫星测量模块包括位于天线安装槽内的天线电路板和设置在天线电路板上的卫星接收机；电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机与多个安装腔对应设置，电子舱模块根据卫星接收机传递的信号控制脉冲发动机点火；能源舱模块位于能源舱腔体内，卫星测量模块和电子舱模块均与能源舱模块电连接，以使卫星测量模块、电子舱模块、多个脉冲发动机、能源舱模块和外壳形成模块化结构。本发明的技术方案的炮弹船尾能够形成模块化结构，以提高装配效率。
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公开(公告)号：CN107883940A
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201711042119.5
申请日：2017-10-31
Abstract: 本发明公开了一种制导炮弹用高动态姿态测量方法。使用本发明能够有效、准确地测量高过载、高旋转制导炮弹的姿态信息。本发明在炮弹上安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU和三轴磁阻传感器；炮弹出炮口后，首先采用三轴磁阻传感器输出信号频率的平均值作为当前的炮弹滚转角速率；当磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率小于或等于10转/秒时，以IMU测量得到的炮弹滚转角速率为基础，采用磁阻传感器得到的滚转角速率对IMU获得的滚转角速率进行校正，以校正后的滚转角速率作为当前的炮弹滚转角速率，然后利用当前的炮弹滚转角速率、IMU测量得到的炮弹俯仰角速率和炮弹偏航角速率，结合捷联惯导姿态算法，得到当前的炮弹姿态。
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公开(公告)号：CN102982211B
公开(公告)日：2014-09-10
申请号：CN201210509900.X
申请日：2012-12-04
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种钟形振子式角速率陀螺控制回路仿真方法，该方法包括下列步骤：（1）分析钟形振子式角速率陀螺的振动机理，确定状态变量，建立状态空间模型；（2）确定状态空间模型参数和仿真参数；（3）设计控制回路，搭建控制回路仿真框图；（4）观察仿真效果，调节设计参数，使其达到理想效果。本发明采用仿真方法取代传统的经验判断和参数试凑法，提高了验证分析的能力和准确性，大大缩短了钟形振子的设计周期，从而缩短了整个钟形振子式角速率陀螺开发的时间，为钟形振子式角速率陀螺的合理设计提供了依据。
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公开(公告)号：CN103017748B
公开(公告)日：2013-12-11
申请号：CN201210509680.0
申请日：2012-12-04
IPC: G01C19/5776
Abstract: 一种钟形振子式角速率陀螺的信号提取方法，包括：（1）对压电片A、压电片E构成的轴向施加振子激励信号；（2）提取压电片C、压电片G、压电片D、压电片H和8个电容传感器信号；（3）对采集的信号进行融合，计算轴向、轴向、轴向、轴向的输出信号；（4）利用轴向上的输出信息,对输入信号进行幅度稳定控制和频率稳定控制；（5）利用轴向上的输出信息,计算正交误差和速率误差；（6）对计算的正交误差和速率误差进行合成，生成轴向方向上的控制力矩，同时输出输入角速率。本发明弥补了单一压电器件对陀螺输出信息的影响，提高了钟形振子式角速率陀螺的设计精度，为钟形振子式角速率陀螺的设计奠定了基础。
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公开(公告)号：CN102980564A
公开(公告)日：2013-03-20
申请号：CN201210547003.8
申请日：2012-12-17
IPC: G01C19/5677
Abstract: 本发明公开了一种钟形振子式角速率陀螺谐振子振型测量装置，包括环形电极单元、信号变换单元和信息处理单元。钟形振子振动时，由环形电极单元敏感钟形振子周向各对应节点振幅所对应的电容变化。信号变换单元对电容变化信号转换成相应的振幅电压信号输出到信息处理单元，经过信息处理单元对各振幅的融合处理，绘制出钟形振子的振型。本发明的系统结构简单、性能优良、精度高，特别是引入了环形电极单元，在不接触钟形振子的同时，有效地得到钟形振子本身的振型参数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114111773B
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202111439182.9
申请日：2021-11-30
Abstract: 本发明公开了一种组合导航方法、装置、系统及存储介质。其中，该方法包括：基于从设置在飞行体上的惯性传感器获取的惯导数据进行惯性解算，得到飞行体的导航参数；判断卫星数据是否更新，在所述卫星数据未被更新的情况下，使用所述导航参数对所述飞行体进行导航；在所述卫星数据被更新的情况下，基于组合导航数学模型，使用所述卫星数据对所述惯性传感器的惯导数据进行误差修正，并采用修正后的惯导数据进行惯性解算，得到所述飞行体的导航参数，以对所述飞行体进行导航。本发明解决了相关技术中导航不精确的的技术问题。
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公开(公告)号：CN114111773A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111439182.9
申请日：2021-11-30
Abstract: 本发明公开了一种组合导航方法、装置、系统及存储介质。其中，该方法包括：基于从设置在飞行体上的惯性传感器获取的惯导数据进行惯性解算，得到飞行体的导航参数；判断卫星数据是否更新，在所述卫星数据未被更新的情况下，使用所述导航参数对所述飞行体进行导航；在所述卫星数据被更新的情况下，基于组合导航数学模型，使用所述卫星数据对所述惯性传感器的惯导数据进行误差修正，并采用修正后的惯导数据进行惯性解算，得到所述飞行体的导航参数，以对所述飞行体进行导航。本发明解决了相关技术中导航不精确的的技术问题。
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公开(公告)号：CN114061568A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111441030.2
申请日：2021-11-30
Abstract: 本发明公开了一种基于地磁数据的飞行体转速测量方法、装置及系统。其中，该方法包括：获取上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值；基于所获取的上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值，对当前窗口内实时获取的当前的地磁数据点进行归一化处理，并判断归一化处理后的当前的地磁数据点是否为零点，以找出当前窗口中的相邻两个零点；基于所述相邻两个零点计算所述飞行体在所述相邻两个零点对应的两个时刻内的转速；其中，所述地磁数据由离散的多个所述地磁数据点组成。本发明解决了现有技术中由于转速计算量较大造成的耗费资源、速度较慢、精确度低的技术问题。
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公开(公告)号：CN113670139A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110882354.3
申请日：2021-08-02
IPC: F42B10/64
Abstract: 本发明提供了一种制导炮弹用减旋装置及制导炮弹船尾。制导炮弹用减旋装置包括：底座，与制导炮弹的船尾外壳连接；多个翼片，设置于底座的背离船尾外壳的一侧，多个翼片绕底座的轴线均匀间隔设置，翼片相对于底座沿底座的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近底座的轴线的第一位置和远离底座的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹用减旋装置能够有效地对高速旋转状态下的制导炮弹进行减旋。
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公开(公告)号：CN104215235B
公开(公告)日：2017-08-22
申请号：CN201310220902.1
申请日：2013-06-05
IPC: G01C19/5691
CPC classification number: G01C19/5691
Abstract: 本发明涉及一种具有变厚度轴对称多曲面融合结构特征的钟形振子作为敏感元件的角速率陀螺。该角速率陀螺由钟形振子、振子固定轴、振子底座、气密罩、外壳和系统电路组成。钟形振子包括：钟肩，具有半球壳结构；钟腰，具有圆柱壳结构；钟唇，具有双曲面壳结构。钟形振子、底座以及中轴靠机械固连在一起，形成敏感陀螺效应的核心整体。激励电极、反馈电极、检测电极、阻尼控制电极均匀分布于振子钟腰外壁上，每个电极间设置有电极隔离孔；钟形振子的电容极板分别成对安装于振子内壁与对应中轴上；利用气密罩对核心结构进行密封；利用电路系统对钟形振子振型进行控制，对信号进行处理，同时解算出输入角速率。
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