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公开(公告)号：CN104197953B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410397787.X
申请日：2014-08-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航系统两维落点精度估计方法，通过采集惯性导航系统n次导航后运载体停止的位置信息得到惯性导航纵向偏差和横向偏差的标准偏差，建立平面直角坐标系OXY，利用标准偏差建立一个椭圆，在该椭圆范围内包含了惯性导航在水平面内50％的落点。本发明提供了一种对水平面内的惯性导航落点精度的描述方法，相对传统的圆概率误差(CEP)的描述方法，具有可得到精确表达式、准确描述落点特征的优点。
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公开(公告)号：CN103955005B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410198469.0
申请日：2014-05-12
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种火箭橇轨道重力实时测量方法(1)在当前导航周期，根据火箭橇轨道中的纬度与高度信息的关系，得到当前导航周期下真实的火箭橇橇体高度信息hB，进而得到高度误差信号δh＝h?hB；(2)将高度误差信号δh经过积分控制得到控制分量x，高度误差信号δh经过PID控制，得到高度控制量uh；(3)将分量x经过低通滤波得到重力偏差x′，再将重力偏差x′与地球重力模型值gh做和，得到实时的测量重力值g0；(4)将uh及g0反馈至惯性导航系统，由惯性导航系统解算得到修正后的火箭橇橇体的高度h；(5)进入下一导航周期，惯性导航系统解算火箭橇橇体的纬度信息，根据火箭橇轨道中的纬度与高度信息的关系，得到当前导航周期下真实的hB，重新得到高度误差信号δh；转步骤(2)循环执行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104296781A
公开(公告)日：2015-01-21
申请号：CN201410584789.X
申请日：2014-10-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，该方法基于火箭橇轨道坐标系，能够实时计算得到每一时刻惯性测量系统的速度和位置信息。通过本发明方法进行导航解算可以直接获得在实际运行方向上的导航距离值，并通过误差补偿，减少了轨道坐标系Y、Z轴速度和位置导航误差，进而提高了导航精度。
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公开(公告)号：CN104215260A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410419015.1
申请日：2014-08-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种火箭橇试验等高程轨道设计方法，该方法在大地坐标系中，确定设计思路为等高程轨道，轨道随着地球曲率变化，其次，建立空间直线方程，通过坐标变换，将直线转化到发射点大地直角坐标系，最后通过迭代计算公式，得到WGS-84坐标系下的轨道坐标，变换到发射点地理坐标下的弧线轨道，为轨道建设提供连续的地理信息数据。该方法可以为国内火箭橇轨道建设提供一种长距离轨道的建设思路，建成的轨道高程相等，保持与地球表面曲率一致，最大限度的节约轨道建设成本和人力物力投入，为火箭橇试验轨道的建设提供准确可靠的理论依据和应用基础。
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公开(公告)号：CN104197954A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410397823.2
申请日：2014-08-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航系统三维空间落点精度估计方法，当已知惯性导航纵向偏差、横向偏差和高度偏差的标准偏差后，建立空间直角坐标系OXYZ，利用标准偏差可求得一个椭球，在该椭球范围内包含了惯性导航在三维空间中50％的落点。本发明提供了一种描述空间内的惯性导航落点精度估计方法，相对传统的球概率误差(SEP)的描述方法，具有可得到精确表达式、准确描述落点特征的优点。
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公开(公告)号：CN103954301A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410199158.6
申请日：2014-05-12
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 惯性测量系统基于火箭橇轨道坐标系的定位方法，(1)设置火箭橇轨道坐标系；(2)惯性测量系统进行自对准或者进行传递对准，得到火箭橇橇体的轨道坐标系下的三个姿态角初值；(3)计算地球转速以及重力加速度在火箭橇轨道坐标系下的分量，结合惯性测量系统中捷联陀螺的输出，更新火箭橇橇体在火箭橇轨道坐标系下的三个姿态角；(4)利用步骤(3)中更新后的姿态角计算火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；(5)利用步骤(4)中的姿态变换矩阵、步骤(3)中的重力加速度在火箭橇轨道坐标系下的分量，结合惯性测量系统中捷联加表的输出，得到火箭橇橇体在火箭橇轨道的加速度，进而得到火箭橇橇体在火箭橇轨道的速度以及位置。
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公开(公告)号：CN103954299A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410163934.7
申请日：2014-04-22
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种标定捷联惯性组合陀螺仪组合的方法，当已知陀螺仪组合的标度因数和与加速度有关的误差系数后，依序采集捷联惯性组合在12个位置上匀速旋转一周的脉冲输出值，计算得到捷联惯性组合陀螺仪组合误差模型中与角速度有关的交叉耦合项系数和与角速度有关的二次项系数。相比其他误差系数的标定方法，本发明完成了捷联惯性组合三个坐标轴陀螺仪与角速度有关误差项参数的标定，包括高阶误差项的标定，不仅提高了捷联惯性组合陀螺仪组合误差模型的准确程度，而且标定过程简单、所需时间短。
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