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公开(公告)号：CN107588769B
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201710965097.3
申请日：2017-10-17
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种车载捷联惯导、里程计及高程计组合导航方法，该方法包括如下步骤：捷联惯导初始对准；捷联惯导进行惯性解算，里程计和高程计也开始工作；计算平均速度观测量和高度观测量；通过卡尔曼滤波得到捷联惯导误差、里程计刻度系数误差、捷联惯导安装误差、杆臂误差及高程计误差；对捷联惯导误差、里程计刻度系数误差、捷联惯导安装误差、杆臂误差及高程计误差进行校正；校正后的捷联惯导姿态信息、速度信息及位置信息作为导航信息进行输出；返回惯性解算步骤。本发明使导航系统不依赖外部设备、不受外部信号干扰，能为“停车就打”提供高精度的位置和方位基准信息，该组合导航方法还具有快速、简便、工程实用性强等突出优点。
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公开(公告)号：CN107588769A
公开(公告)日：2018-01-16
申请号：CN201710965097.3
申请日：2017-10-17
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种车载捷联惯导、里程计及高程计组合导航方法，该方法包括如下步骤：捷联惯导初始对准；捷联惯导进行惯性解算，里程计和高程计也开始工作；计算平均速度观测量和高度观测量；通过卡尔曼滤波得到捷联惯导误差、里程计刻度系数误差、捷联惯导安装误差、杆臂误差及高程计误差；对捷联惯导误差、里程计刻度系数误差、捷联惯导安装误差、杆臂误差及高程计误差进行校正；校正后的捷联惯导姿态信息、速度信息及位置信息作为导航信息进行输出；返回惯性解算步骤。本发明使导航系统不依赖外部设备、不受外部信号干扰，能为“停车就打”提供高精度的位置和方位基准信息，该组合导航方法还具有快速、简便、工程实用性强等突出优点。
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公开(公告)号：CN110044319A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910360329.1
申请日：2019-04-30
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01B21/32
摘要： 本发明提供了一种捷联惯导系统减振器变形的测量方法和测量装置，解决无法精确测量减振器受温变形的技术问题。包括：设定温度变化区间内离散温度节点；在所述离散温度节点测量惯性测量单元的安装误差角；比较所述离散温度节点间的所述安装误差角差异量化减振器变形。利用固有的安装误差角在温度变化上的差异反映客观姿态物理量的变化，从而实现对传递介质变形的有效测量。同时形成了利用惯性测量单元变化姿态在不同坐标系中转换形成的安装误差角的有效测量过程，实现了对传递介质变形的可靠量化。
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公开(公告)号：CN107656301A
公开(公告)日：2018-02-02
申请号：CN201710854194.5
申请日：2017-09-20
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于多源信息融合的车载定位方法，该车载定位方法包括如下步骤：步骤1，从各系统中分别获取导航信息；步骤2，对来自不同系统的导航信息进行时空配准；步骤3，进行局部滤波；步骤4，进行信息融合；步骤5，信息融合后，输出定位信息，利用信息分配原则对主滤波器和子滤波器进行重置，然后返回步骤1。本发明创新地提供了一种基于多源信息融合的车载定位方法，将不同定位系统提供的位置信息进行数据融合，增加了系统余度，使得不同定位系统之间优势互补，增强系统动态适应能力，使总系统获得优于局部系统的精度，提高车载定位能力，进而使陆用武器发射系统具备长时、大范围机动能力。
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公开(公告)号：CN107656301B
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201710854194.5
申请日：2017-09-20
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于多源信息融合的车载定位方法，该车载定位方法包括如下步骤：步骤1，从各系统中分别获取导航信息；步骤2，对来自不同系统的导航信息进行时空配准；步骤3，进行局部滤波；步骤4，进行信息融合；步骤5，信息融合后，输出定位信息，利用信息分配原则对主滤波器和子滤波器进行重置，然后返回步骤1。本发明创新地提供了一种基于多源信息融合的车载定位方法，将不同定位系统提供的位置信息进行数据融合，增加了系统余度，使得不同定位系统之间优势互补，增强系统动态适应能力，使总系统获得优于局部系统的精度，提高车载定位能力，进而使陆用武器发射系统具备长时、大范围机动能力。
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公开(公告)号：CN108891609B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810595742.1
申请日：2018-06-11
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64D25/00
摘要： 本发明涉及一种基于系统安全的悬挂物应急投放系统及投放方法，本发明的系统安全的悬挂物应急投放系统为危险情况下的悬挂物自毁提供了双重保障，一方面飞机计算机发出允许自毁和应急激活，控制悬挂物自毁投放；另一方面在飞机脱钩失效，不能脱钩的情况下，飞行员可以紧急开启“危险部位切割”开关，完成危险部位切割，确保飞机的安全性。本发明在紧急情况下进行危险部位切割，将易爆物的组分分离，避免相互接触引起爆炸，避免应急投放后造成地面设施及人员等的伤害。本发明通过允许自毁信号使能应急激活和危险部位切割，通过信号的连锁设置，避免单信号，误触发，提高了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN108844544B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810594356.0
申请日：2018-06-11
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01C21/20
摘要： 本发明涉及一种主、子导航装置信息同步方法，飞行器主导航装置产生秒脉冲信号，并发送给子计算机；飞行器主导航装置将秒脉冲信号的上升沿时刻的UTC时间，更新到主导航装置的导航信息当前帧中；飞行器主计算机每周期向主导航装置取主导航信息并发给子计算机；子计算机收到主导航装置发送的秒脉冲信号后，立即产生中断，计时t0；并接收主计算机发送的主导航信息；置接收到的第一帧的主导航信息的时间为t1；如果同步成功，则计算时延为t1‑t0；子计算机在主、子导航信息使用时时延的影响；如果同步失败，下一秒继续同步。本发明的主、子导航装置信息同步方法可精确地得到主导航数据到达子计算机的时延，为子计算机扣除时延的影响提供基础。
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公开(公告)号：CN108844544A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810594356.0
申请日：2018-06-11
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01C21/20
摘要： 本发明涉及一种主、子导航装置信息同步方法，飞行器主导航装置产生秒脉冲信号，并发送给子计算机；飞行器主导航装置将秒脉冲信号的上升沿时刻的UTC时间，更新到主导航装置的导航信息当前帧中；飞行器主计算机每周期向主导航装置取主导航信息并发给子计算机；子计算机收到主导航装置发送的秒脉冲信号后，立即产生中断，计时t0；并接收主计算机发送的主导航信息；置接收到的第一帧的主导航信息的时间为t1；如果同步成功，则计算时延为t1-t0；子计算机在主、子导航信息使用时时延的影响；如果同步失败，下一秒继续同步。本发明的主、子导航装置信息同步方法可精确地得到主导航数据到达子计算机的时延，为子计算机扣除时延的影响提供基础。
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公开(公告)号：CN108964433B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810684485.9
申请日：2018-06-28
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种新型基于PWM闭环控制的全过程浪涌电流抑制通用化装置及控制方法，包括：DSP控制器、MOSFET管、ADC采样电路、采样电阻；采样电阻能够采集MOSFET管源极和漏极的电流；ADC采样电路，能够对采样电阻两端的电压进行实时采集；DSP控制器周期性读取时采集的结果，并根据采集的结果实现对MOSFET管源极和漏极的电流实时监控；当出现浪涌电流，能够通过调节DSP控制器自身产生的PWM输出信号的占空比，实现对MOSFET管栅极与源极电压差进行控制，用于实现对航天器上使用的复杂设备在初始上电及后续分步加电过程中产生的浪涌电流进行抑制。同时，本发明对于设备发生闩锁或其他故障导致短路时具有同样的保护作用。
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公开(公告)号：CN108964433A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810684485.9
申请日：2018-06-28
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种新型基于PWM闭环控制的全过程浪涌电流抑制通用化装置及控制方法，包括：DSP控制器、MOSFET管、ADC采样电路、采样电阻；采样电阻能够采集MOSFET管源极和漏极的电流；ADC采样电路，能够对采样电阻两端的电压进行实时采集；DSP控制器周期性读取时采集的结果，并根据采集的结果实现对MOSFET管源极和漏极的电流实时监控；当出现浪涌电流，能够通过调节DSP控制器自身产生的PWM输出信号的占空比，实现对MOSFET管栅极与源极电压差进行控制，用于实现对航天器上使用的复杂设备在初始上电及后续分步加电过程中产生的浪涌电流进行抑制。同时，本发明对于设备发生闩锁或其他故障导致短路时具有同样的保护作用。
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