CN105222806B - 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法 - Google Patents

一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105222806B
CN105222806B CN201510654072.2A CN201510654072A CN105222806B CN 105222806 B CN105222806 B CN 105222806B CN 201510654072 A CN201510654072 A CN 201510654072A CN 105222806 B CN105222806 B CN 105222806B
Authority
CN
China
Prior art keywords
inertial measurement
strapdown
theodolite
strapdown inertial
group
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201510654072.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105222806A (zh
Inventor
王鹏
周如好
裴忠海
周静
黄飞
盛宏媛
桂亮
王建清
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Xinyue Instrument Factory
Original Assignee
Shanghai Xinyue Instrument Factory
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Xinyue Instrument Factory filed Critical Shanghai Xinyue Instrument Factory
Priority to CN201510654072.2A priority Critical patent/CN105222806B/zh
Publication of CN105222806A publication Critical patent/CN105222806A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105222806B publication Critical patent/CN105222806B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Telescopes (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供了一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，运载火箭双捷联惯组包括两套捷联惯组，两套捷联惯组平行安装于同一个一体化支架上形成捷联惯组整体，并可移动地放置于水平的平板标定台上，标准六面体与两套捷联惯组的直角棱镜等高设置，并与捷联惯组整体交替位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内，第一经纬仪和第二经纬仪分别设置于平板标定台的两侧。同时提供了上述装置的标定方法。本发明解决了运载火箭控制系统采用双捷联惯性测量组合主从冗余后，两套捷联惯组方位差的确定。运载火箭射前初始方位瞄准主捷联惯组后，通过标定偏差对从捷联惯组的方位进行确定，能简化冗余捷联惯组配置运载火箭初始对准及发射流程，工程实用性高。

Description

一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法
技术领域
本发明涉及运载火箭控制系统的冗余捷联惯组方位偏差标定技术，具体地，涉及一种双冗余一体化安装的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法。
背景技术
运载火箭射前确定导航初值的初始对准分为水平对准和方位对准，方位对准一般采用光学瞄准设备对安装在惯性导航系统上的直角棱镜进行光学瞄准实现。面对运载火箭的高可靠性要求，其关键敏感测量装置惯性导航系统一般均采取冗余配置。惯性导航系统的冗余配置方案有双冗余、三冗余等。为便于冗余故障诊断和方位对准信息传递，冗余配置的惯性导航系统一般安装于同一个一体化支架上。对冗余配置惯性导航系统的方位对准一般只对主惯导系统的直角棱镜进行光学瞄准，其它惯导系统的方位对准值通过一体化支架上的固定安装几何关系进行传递。
现有的基于主从双捷联冗余运载火箭发射前从捷联惯组方位标定，通常存在如下缺陷：
1)标定操作复杂，对操作人员的要求高。
2)无法有效剔除仪器、人为操作等因素对标定结果的影响。
3)需箭上瞄准，箭上测试操作复杂。
发明内容
针对现有技术中存在的上述不足，本发明的目的是提供一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法，它能有效解决基于主从双捷联冗余运载火箭发射前从捷联惯组方位对准问题，标定给出一体化安装的主从两套捷联惯组的方位偏差。
为实现上述目的，本发明是通过以下技术方案实现的。
根据本发明的一个方面，提供了一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，包括：第一经纬仪、第二经纬仪、平板标定台和标准六面体，运载火箭双捷联惯组包括两套捷联惯组，两套捷联惯组平行安装于同一个一体化支架上形成捷联惯组整体，并可移动地放置于水平的平板标定台上，所述标准六面体与两套捷联惯组的直角棱镜等高设置，并与捷联惯组整体交替位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内，所述第一经纬仪和第二经纬仪分别设置于平板标定台的两侧。
优选地，当捷联惯组整体位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内时，两台经纬仪能够在水平方向上分别瞄准两套捷联惯组的直角棱镜；当捷联惯组整体移出第一经纬仪和第二经纬仪的视野时，标准六面体位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内，两台经纬仪分别瞄准标准六面体的两平行面。
优选地，所述平板标定台采用0级精度以上的大理石平板；所述标准六面体的面平行精度优于2″。
根据本发明的另一个方面，提供了一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，利用上述运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，包括如下步骤：
步骤S1，平板标定台调平；
步骤S2，将运载火箭双捷联惯组安装于一体化支架上，形成捷联惯组整体；
步骤S3，调整运载火箭双捷联惯组的直角棱镜高度和/或两台经纬仪镜头位置；
步骤S4，使捷联惯组整体位于两台经纬仪的视野内，两台经纬仪瞄准运载火箭双捷联惯组的直角棱镜；以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零；
步骤S5，使捷联惯组整体移出两台经纬仪的视野，同时，将标准六面体置于两台经纬仪的视野内，两台经纬仪瞄准标准六面体的两平行面；记录此时两台经纬仪的测量数据；
步骤S6，反向方位差标定：
保持两台经纬仪位置不动，将捷联惯组整体旋转180度，重复步骤S4和步骤S5，进行一次标定；两次标定作为一组数据，分别记为正向标定和反向标定；
步骤S7，方位差数据处理：
两台经纬仪读数的差值即为运载火箭双捷联惯组的两套捷联惯组的直角棱镜的方位差。
优选地，所述步骤S1具体为：
选用0级精度以上的大理石平板作为平板标定台，并将大理石平板放置于隔离外界振动的独立地基上；用电子水平仪对大理石平板进行调平，调平精度要求优于30角秒。
优选地，所述步骤S2具体为：
运载火箭双捷联惯组的两套捷联惯组先后平行安装于同一个一体化支架上，形成捷联惯组整体，两套捷联惯组的惯组坐标系均与箭体坐标系平行，两套捷联惯组的直角棱镜对向朝外安装；安装时要求确保两套捷联惯组的方位基准面与一体化支架上的方位销钉间紧密贴合。
优选地，所述步骤S3具体为：
将捷联惯组整体放置在平板标定台上，调节两台经纬仪的镜头的俯仰角为90°±10′，调整捷联惯组整体和/或经纬仪的位置和高度，使两台经纬仪的镜头轴线与两套捷联惯组的直角棱镜法线在一条水平面上。
优选地，所述步骤S4具体为：
保持两台经纬仪的镜头水平，俯仰角为90°±10′，用两台经纬仪分别瞄准对应的捷联惯组的直角棱镜；以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零。
优选地，所述步骤S5具体为：
将捷联惯组整体移出经纬仪的视野，将与直角棱镜同等高度的标准六面体放置于平板标定台上，调节两台经纬仪的方位，分别瞄准标准六面体的两个平行面，记录此时两台经纬仪的测量数据。
优选地，在步骤S6中，进行6组共12次标定；
优选地，在步骤S7中，正向标定和反向标定的方位差结果一致，偏差在10″以内。
本发明提供的一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法，其工作原理为：对于主从双冗余一体化安装的捷联惯导系统，两套捷联惯组空间几何关系固定，地面标定可得到两套捷联惯组的方位差，主捷联惯组的光学瞄准结果加上该方位差，即可得到从捷联惯组射前方位基准。将运载火箭双套捷联惯组安装于一体化支架上，将惯组和一体化支架组合体放置于水平的大理石平板上，用两台经纬仪在水平方向上分别瞄准两套捷联惯组的直角棱镜，此时作为两台经纬仪的初始状态，读数清零；将惯组和一体化支架组合体移出经纬仪的视野，两台经纬仪分别瞄准标准六面体的两平行面，计算两台经纬仪读数的差值即可得到两惯组棱镜的方位差。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
1)标定操作简单易行，对操作人员的要求不高。
2)本惯组方位差标定精度高，达到10″(3σ)的高精度，能满足运载火箭对方位对准偏差的高要求。
3)通过正向、反向标定结果对比的一致性，能有效剔除仪器、人为操作等因素对标定结果的影响。
4)在捷联惯组与一体化支架组合体装箭前即可完成标定工作，无需箭上瞄准，能有效简化箭上测试操作。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法原理示意图。
图中：A为第一经纬仪，B为第二经纬仪，C为主捷联惯组棱镜，D为从捷联惯组棱镜，AngA为第一经纬仪的角度读数，AngB为第二经纬仪的角度读数。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
实施例
本实施例提供了一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，运载火箭双套捷联惯组安装于一体化支架上，将惯组和一体化支架组合体(捷联惯组整体)放置于水平的大理石平板(平板标定台)上，用两台经纬仪(第一经纬仪和第二经纬仪)在水平方向上分别瞄准两套捷联惯组(主捷联惯组和从捷联惯组)的直角棱镜，此时作为两台经纬仪的初始状态，读数清零；将惯组和一体化支架组合体移出经纬仪的视野，两台经纬仪分别瞄准标准六面体的两平行面，计算两台经纬仪读数的差值即可得到两惯组棱镜的方位差。
利用本实施例提供的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，其运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，包括如下步骤：
步骤S1、大理石平板调平
为保证测试数据的精度，选用“0”级精度以上的大理石平板，并将大理石平板放置于隔离外界振动的独立地基上。用电子水平仪对大理石平板进行调平，调平精度要求优于30角秒。
步骤S2、捷联惯组安装于一体化支架
两套惯组一体化安装，安装在同一个一体化支架上，两套捷联惯组先后平行安装，两套惯组的惯组坐标系均与箭体坐标系平行，两惯组棱镜对向朝外安装。安装时确保惯组方位基准面与一体化支架上方位销钉间应紧密贴合。
步骤S3、捷联惯组棱镜高度与经纬仪镜头调整
将捷联惯组加一体化支架组合体放置在大理石平台上，调节两台经纬仪的镜头的俯仰角为90度(偏差±10′)，调整组合体或经纬仪的位置和高度，使两经纬仪镜头轴线与两惯组棱镜法线在一条水平面上。
步骤S4、经纬仪瞄准捷联惯组棱镜
保持经纬仪镜头水平(俯仰角90°±10′)，用两台经纬仪分别瞄准对应捷联惯组的棱镜，以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零。
步骤S5、经纬仪瞄准标准六面体
将惯组加一体化支架组合体移出经纬仪的视野，将与惯组棱镜同等高度标准六面体放置于大理石平台上，调节两台经纬仪的方位，分别瞄准标准六面体的两个平行面(面平行精度优于2″)，记录此时两台经纬仪的测量数据。
步骤S6、反向方位差标定
保持两台经纬仪位置不动，将惯组加一体化支架组合体旋转180度，重复步骤四和步骤五，进行一次标定，两次标定为一组数据，分别记为正向标定和反向标定。
步骤S7、捷联惯组方位差数据处理
两台经纬仪读数的差值即为两惯组棱镜的方位差，正反向两次标定结果应一致，偏差在10″以内。进行6组12次正向和反向标定，均值为主从捷联惯组方位差，标准差反映标定精度。
以下将结合附图对本实施例进一步详细描述：
如图1所示，是主从捷联惯组一体化方位差标定原理示意图。
步骤S1、大理石平板调平
主从双捷联惯组方位偏差的标定在隔离振动的水平大理石平板上进行，标定前将“0”级精度以上的大理石平板放置于隔振独立地基上，用酒精将大理石平板表面进行清洁。
用电子水平仪对大理石平板的水平度进行测试，通过调整大理石支撑的高度进行水平度调整，调平后，大理石平板表面水平精度需优于30角秒。
步骤S2、捷联惯组安装于一体化支架
采用一体化安装的方式来保证两套惯组相对方位固定，两套捷联惯组棱镜反射面法线与惯组坐标系Y轴平行，主捷联惯组棱镜在惯组坐标系Y轴指向主惯组侧壁，从捷联惯组棱镜在惯组坐标系-Y轴指向从惯组侧壁，安装前捷联惯组棱镜应有保护盖。
用酒精将惯组底面安装面、一体化支架上表面、下底面进行清洁；将捷联惯组安装在一体化支架上，对主从两套捷联惯组采用平行安装方式，两套惯组的惯组坐标系与箭体坐标系平行，两惯组棱镜对向朝外安装。安装时确保惯组方位基准面与一体化支架上方位销钉靠紧，安装完成后用手电筒进行透光性检查，惯组方位基准面与销钉贴合后无光线透出，检查不通过重新安装。
步骤S3、捷联惯组棱镜高度与经纬仪镜头调整
将捷联惯组与一体化支架组合体放置在大理石平台上，拆除捷联惯组棱镜保护盖。两台经纬仪放置于大理石平台上一体化支架组合体两侧，首先将两台经纬仪的镜头调整到水平状态，镜头俯仰角为90度(偏差±10′)，调整组合体或经纬仪的位置和高度，使两经纬仪镜头轴线与两惯组棱镜法线在一条水平面上。如果不在一个水平面上，可以在一体化支架组合体或经纬仪下面垫工装，所垫工装上表面与下底面应平行，使用前用酒精将工装上表面、下底面进行清洁。
步骤S4、经纬仪瞄准捷联惯组棱镜
将捷联惯组与一体化支架组合体置于两台经纬仪之间，两套捷联惯组的棱镜分别朝向两台经纬仪。保持经纬仪镜头水平(俯仰角90°±10′)，水平转动经纬仪镜头，并适度旋转捷联惯组与一体化支架组合体，使经纬仪镜头对准捷联惯组的棱镜。用两台经纬仪分别瞄准对应捷联惯组的棱镜，使经纬仪镜头轴线与棱镜法线平行(棱镜反射光点在经纬仪视场正中心)，以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零。
步骤S5、经纬仪瞄准标准六面体
将惯组与一体化支架组合体移出经纬仪的视野，将与惯组棱镜同等高度(通过工装调整高度)标准六面体放置于大理石平台上，调节两台经纬仪的方位，分别瞄准标准六面体的两个平行面(面平行精度优于2″)，记录此时两台经纬仪的测量数据，记瞄准主捷联惯组棱镜的经纬仪测量数据为AngA，瞄准从捷联惯组棱镜的经纬仪测量数据为AngB，测量数据的极性为俯视顺时针方向为正。
步骤S6、反向方位差标定
保持两台经纬仪位置不动，将惯组加一体化支架组合体(及工装)旋转180度，两台经纬仪瞄准的捷联惯组棱镜对掉，重复步骤四和步骤五，进行一次标定，两次标定为一组数据，分别记为正向标定和反向标定。
步骤S7、捷联惯组方位差数据处理
由以上两个测量数据即可得到从捷联惯组棱镜相对主捷联惯组棱镜的方位角差ΔABA，惯组相对方位差ΔABA与经纬仪测量数据的关系如下：
ΔABA＝-AngB-(-AngA)＝AngA-AngB
正向标定方位角差与反向标定方位角差结果应一致，偏差在10″以内，若偏差较大应检查设备及操作步骤，避免引入不必要的偏差。正反向6组12次结果的均值即为主从捷联惯组方位差，标准差为标定精度。
本实施例解决了运载火箭控制系统采用双捷联惯性测量组合主从冗余后，两套捷联惯组方位差的确定。运载火箭射前初始方位瞄准主捷联惯组后，通过标定偏差对从捷联惯组的方位进行确定，能简化冗余捷联惯组配置运载火箭初始对准及发射流程，工程实用性高。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，其特征在于，包括：第一经纬仪、第二经纬仪、平板标定台和标准六面体，运载火箭双捷联惯组包括两套捷联惯组，两套捷联惯组平行安装于同一个一体化支架上形成捷联惯组整体，并可移动地放置于水平的平板标定台上，所述标准六面体与两套捷联惯组的直角棱镜等高设置，并与捷联惯组整体交替位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内，所述第一经纬仪和第二经纬仪分别设置于平板标定台的两侧；
当捷联惯组整体位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内时，两台经纬仪能够在水平方向上分别瞄准两套捷联惯组的直角棱镜；当捷联惯组整体移出第一经纬仪和第二经纬仪的视野时，标准六面体位于第一经纬仪和第二经纬仪的视野内，两台经纬仪分别瞄准标准六面体的两平行面。
2.根据权利要求1所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，其特征在于，所述平板标定台采用0级精度以上的大理石平板；所述标准六面体的面平行精度优于2″。
3.一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，利用权利要求1至2中任一项所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置，包括如下步骤：
步骤S1，平板标定台调平；
步骤S2，将运载火箭双捷联惯组安装于一体化支架上，形成捷联惯组整体；
步骤S3，调整运载火箭双捷联惯组的直角棱镜高度和/或两台经纬仪镜头位置；
步骤S4，使捷联惯组整体位于两台经纬仪的视野内，两台经纬仪瞄准运载火箭双捷联惯组的直角棱镜；以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零；
步骤S5，使捷联惯组整体移出两台经纬仪的视野，同时，将标准六面体置于两台经纬仪的视野内，两台经纬仪瞄准标准六面体的两平行面；记录此时两台经纬仪的测量数据；
步骤S6，反向方位差标定：
保持两台经纬仪位置不动，将捷联惯组整体旋转180度，重复步骤S4和步骤S5，进行一次标定；两次标定作为一组数据，分别记为正向标定和反向标定；
步骤S7，方位差数据处理：
两台经纬仪读数的差值即为运载火箭双捷联惯组的两套捷联惯组的直角棱镜的方位差。
4.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：
选用0级精度以上的大理石平板作为平板标定台，并将大理石平板放置于隔离外界振动的独立地基上；用电子水平仪对大理石平板进行调平，调平精度要求优于30角秒。
5.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，所述步骤S2具体为：
运载火箭双捷联惯组的两套捷联惯组先后平行安装于同一个一体化支架上，形成捷联惯组整体，两套捷联惯组的惯组坐标系均与箭体坐标系平行，两套捷联惯组的直角棱镜对向朝外安装；安装时要求确保两套捷联惯组的方位基准面与一体化支架上的方位销钉间紧密贴合。
6.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，所述步骤S3具体为：
将捷联惯组整体放置在平板标定台上，调节两台经纬仪的镜头的俯仰角为90°±10′，调整捷联惯组整体和/或经纬仪的位置和高度，使两台经纬仪的镜头轴线与两套捷联惯组的直角棱镜法线在一条水平面上。
7.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，所述步骤S4具体为：
保持两台经纬仪的镜头水平，俯仰角为90°±10′，用两台经纬仪分别瞄准对应的捷联惯组的直角棱镜；以此时的状态作为两台经纬仪的初始状态，将两台经纬仪的读数清零。
8.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，所述步骤S5具体为：
将捷联惯组整体移出经纬仪的视野，将与直角棱镜同等高度的标准六面体放置于平板标定台上，调节两台经纬仪的方位，分别瞄准标准六面体的两个平行面，记录此时两台经纬仪的测量数据。
9.根据权利要求3所述的运载火箭双捷联惯组方位偏差标定方法，其特征在于，在步骤S6中，进行6组共12次标定；在步骤S7中，正向标定和反向标定的方位差结果一致，偏差在10″以内。
CN201510654072.2A 2015-10-10 2015-10-10 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法 Active CN105222806B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510654072.2A CN105222806B (zh) 2015-10-10 2015-10-10 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510654072.2A CN105222806B (zh) 2015-10-10 2015-10-10 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105222806A CN105222806A (zh) 2016-01-06
CN105222806B true CN105222806B (zh) 2018-06-26

Family

ID=54991893

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510654072.2A Active CN105222806B (zh) 2015-10-10 2015-10-10 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105222806B (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105937915B (zh) * 2016-06-14 2018-12-21 北京航天时代光电科技有限公司 一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法
CN107966162B (zh) * 2017-11-14 2019-12-20 北京临近空间飞行器系统工程研究所 飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法
CN109470271A (zh) * 2018-11-26 2019-03-15 西北工业大学 一种高超声速飞行器冗余捷联惯组故障检测方法
CN110864706B (zh) * 2019-11-13 2020-09-18 北京航天时代激光导航技术有限责任公司 一种双轴转动框架惯组锁紧精度测试方法及系统
CN111521198B (zh) * 2020-04-30 2021-09-28 湖北三江航天万峰科技发展有限公司 一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法
CN112146681B (zh) * 2020-09-12 2023-03-10 中国运载火箭技术研究院 惯组棱镜安装误差检验方法、装置及计算机存储介质
CN112556494B (zh) * 2020-11-16 2022-12-13 中国运载火箭技术研究院 水平瞄准方法以及系统、存储介质、电子装置
CN112781614B (zh) * 2020-12-23 2022-12-13 北京航天自动控制研究所 一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法
CN112857400B (zh) * 2021-01-22 2022-12-27 上海航天控制技术研究所 一种基于十表冗余捷联惯组的运载火箭初始对准方法
CN113108779B (zh) * 2021-03-11 2022-10-28 上海航天控制技术研究所 一种基于1553b总线三冗余的自主箭测系统
CN113532432B (zh) * 2021-08-09 2022-11-11 湖北航天技术研究院总体设计所 一种惯性测量的冗余系统及标定方法
CN114235004B (zh) * 2021-11-16 2023-08-08 华中光电技术研究所（中国船舶重工集团公司第七一七研究所） 一种基于双经纬仪的原子陀螺轴向方位角测量装置及方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5574650A (en) * 1993-03-23 1996-11-12 Litton Systems, Inc. Method and apparatus for calibrating the gyros of a strapdown inertial navigation system
CN101187568A (zh) * 2007-12-11 2008-05-28 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 多位置捷联寻北系统方位效应的标定方法
CN103471619A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 湖南航天机电设备与特种材料研究所 一种激光捷联惯导系统棱镜棱线方位安装误差标定方法
CN104697747A (zh) * 2014-12-19 2015-06-10 北京兴华机械厂 一种平台系统的光学瞄准棱镜安装精度偏差标定检测方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5574650A (en) * 1993-03-23 1996-11-12 Litton Systems, Inc. Method and apparatus for calibrating the gyros of a strapdown inertial navigation system
CN101187568A (zh) * 2007-12-11 2008-05-28 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 多位置捷联寻北系统方位效应的标定方法
CN103471619A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 湖南航天机电设备与特种材料研究所 一种激光捷联惯导系统棱镜棱线方位安装误差标定方法
CN104697747A (zh) * 2014-12-19 2015-06-10 北京兴华机械厂 一种平台系统的光学瞄准棱镜安装精度偏差标定检测方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
垂线偏差对惯性制导初始方位角的影响;郑应强等;《中国惯性技术学报》;20100430;第18卷(第2期);第170-174页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN105222806A (zh) 2016-01-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105222806B (zh) 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法
CN104034354B (zh) 一种imu定位定向系统装调工艺
CN104266649B (zh) 基于陀螺经纬仪测量基准立方镜姿态角度的方法
CN111260870B (zh) 一种目标精确定位方法
CN105716593B (zh) 一种用于光电侦察系统定向定位精度测试的测试装置及测试方法
WO2022016356A1 (zh) 一种测绘相机高精度内、外方位元素的标定方法
CN108759798A (zh) 一种高精度航天器精度测量的实现方法
CN104501835B (zh) 一种面向空间应用异构imu初始对准的地面试验系统及方法
CN106468544B (zh) 基于光电自准直仪的卫星高精度测角方法
CN101354250B (zh) 具有自校验自稳定功能的组合宽角航空数码相机系统
CN106052718A (zh) 一种基于pos设备与数字航测相机的校验方法及装置
CN102927992A (zh) 极端温度条件下经纬仪水平一测回精度测试系统
CN105953803A (zh) 数字式太阳敏感器测量坐标系与棱镜坐标系偏差测量方法
CN104880200B (zh) 复合制导系统初始姿态现场校准系统及方法
US20180080772A1 (en) Systems and methods of navigation using a sextant and an electronic artificial horizon
CN105424058A (zh) 基于摄影测量技术的数码相机投影中心位置精确标定方法
CN103868528B (zh) 靶场光学测量设备姿态测量精度的测量方法
CN106705991B (zh) 一种捷联惯组瞄准棱镜安装误差测试设备
CN106855419B (zh) 基于加速度计坐标系的直角棱镜标定测试方法
CN106403990A (zh) 一种光轴一致性标定装置
CN114577448B (zh) 一种新型便携式光轴校靶适配装置的双光轴标定方法
CN108917789B (zh) 一种基于俯仰轴和横滚轴相对夹角的倾角仪正交性评估方法
CN115406408A (zh) 光电经纬仪垂直轴倾斜误差检测、修正方法
CN109186639A (zh) 一种高精度姿态变化量测量方法
CN111102918A (zh) 一种立方镜坐标系的自动化测量系统

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant