CN110132269A - 一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法 - Google Patents

一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其步骤包括：步骤一、导弹水平状态时，通过发射车的初始姿态角，可以得到精度较高的导弹初始姿态角。步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下的初始姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直状态下的装订方位角。步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角，再进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。该方法可以有效规避在导弹起竖过程中由于机械结构带来的初始姿态误差。

Description

一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法
技术领域
本发明涉及一种新的导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，将导弹水平状态下通过发射车的初始姿态角得到的精度较高的导弹初始姿态作为初始值，通过起竖过程实时导航解算获取导弹垂直状态下的方位角，最后再进行一次垂直发射状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角，以保证导弹飞行过程中惯导解算精度。
背景技术
垂直发射技术于上世纪80年代趋于成熟，该技术的优点是：反应快，发射率高；全方位发射，无死角；贮弹量大，火力强；结构简单，工作可靠，生存能力强；有利于通用化和模块化；成本低，全寿命周期费用少。目前，垂直发射技术为导弹普遍采用的发射方式。
导弹捷联惯导解算的精度是中末制导交班的必要条件。捷联惯导位置与速度解算误差由初始对准误差、惯性器件误差以及算法误差等因素决定，其中初始对准误差又是所有因素中影响最大的。初始对准误差即初始姿态误差，包括俯仰角误差、滚转角误差和方位角误差，俯仰角和滚转角由惯性器件决定，误差较小，而方位角完全由地面装订值决定。
地空导弹垂直发射时，由于导弹在起竖过程中，发射车支架的扭转变形等因素会使导弹相对发射车产生一定的滚转，而滚转误差直接影响导弹垂直状态下装订的方位角误差。针对目前惯导系统存在的该问题，本文设计了一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，可以有效规避在导弹起竖过程中由于机械结构带来的初始姿态误差。目前国内外没有使用过该种方法。
发明内容
由于惯测装置的陀螺精度不够，地空导弹采用的自对准方法只能够估计出水平方向的两个姿态角，因此，自对准完成之后的方位角精度完全由装订的方位角决定。为了保证导弹飞行过程中的导航精度，需要严格控制装订方位角的误差。
导弹水平状态时，导弹与发射车保持相对固定的姿态，发射车带有定位定向系统，该系统能够给出发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，因此可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值，随后，导弹开始起竖，同时进行导航解算，实时获取导弹姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。最后再进行一次垂直发射状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角即可。
附图说明
本发明的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法由以下的实施例及附图给出。
图1是本发明实施例的
图2是本发明实施例的先ψ后姿态角计算流程图。
图3本发明实施例的导航计算流程图。
图4是本发明实施例的精对准流程图。
具体实施方式
以下将结合图1、图2、图3和图4对地空导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法作进一步的详细描述。
步骤一、导弹水平状态时，利用发射车的定位定向系统获得发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，进而可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值。
步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下自对准获得的姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹的姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。详细计算模型如下。
1捷联惯导系统的输入输出量
1.1捷联惯导系统输入量
初始纬度(由发控装订，单位：度)；
初始经度λ0(由发控装订，单位：度)；
初始海拔高度h0(由发控装订，单位：米)；
初始位置X和Z(初值设为0，单位：米)；
初始四元数q0、q1、q2、q3(由发控装订，弹上机四元数初值设为0.5、0.5、0.5、0.5)；
初始速度Vx,Vy,Vz(弹上机初值设为0，单位：米/秒)。
1.2捷联惯导系统输出量
弹体姿态矩阵
弹体姿态角ψ,φ(单位：度)；
弹体速度Vx,Vy,Vz(单位：米/秒)；
弹体经度λ(单位：度)、纬度(单位：度)，海拔高度h(单位：米)；
2捷联惯导解算模型
2.1计算角增量
其中：
——为导航坐标系(北天东)到弹体执行坐标系的变换阵(t前一时刻的),初始值由发控装订的自对准结果四元数计算得到，计算公式同2.4姿态矩阵计算；
——惯测装置测量的角度增量(单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951，将单位转化为弧度)；
Vx,Vy,Vz北向、天向和东向速度；
ωie＝7.2915×10-5弧度/秒——地球自转速率；
——位置计算得到的纬度，初始值由发控装订(单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951将单位转化为弧度)；
——子午圆方向曲率半径；
——卯酉圆方向曲率半径；
米——地球长轴半径；
e＝3.353E-3——地球椭圆度；
Δt＝0.0025秒——姿态更新周期。
2.2更新四元数
四元数更新采用三阶增量算法：
sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48
cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8
将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：
2.3四元数规范化
式中：——规范化前的四元数计算值；
qi——规范化后的四元数。
2.4姿态矩阵计算
2.5速度计算
北向、天向、东向速度更新的算式为：
其中由惯测装置测量的速度增量(单位：米/秒)转换得到：
重力加速度的计算公式为：
式中：h——海拔高度(由2.6位置计算得到)，初始值为发射点海拔高度；
Δt＝0.0025秒——速度、位置更新周期；
——导弹初始纬度，初值由发控装订。
2.6位置计算
经纬高更新算法：
式中：h(t)为导弹海拔高度，初始经度λ0由发控装订(初始经度装订时单位为度，全文计算过程中经度需要除以57.29577951将单位转化为弧度)。
2.7垂直状态下方位角解算
起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角的计算如下：
起竖完成后捷联惯导解算的姿态阵为则导弹垂直发射时的装订方位角由计算得到。而由以下公式计算得到：
设按图2全姿态解算流程计算姿态角。ε取0.0000001。
图2中：方位角ψ即为起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角，定义域为：(-180度，180度]；
俯仰角的定义域为：[-90度，90度]；
滚动角φ的定义域为：(-180度，180度]。
3计算周期的选取
计算周期为0.0025秒。
导航计算流程见图3。
4高纬度处理
当纬度绝对值度时，认为度。
步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。详细计算模型如下。1敏感轴映射
Z→X,Y→Z,X→Y
箭头左为映射前坐标轴，箭头右为映射后坐标轴。即令加速度计的输出fx＝fz、fy＝fx、fz＝fy，等号左边为被赋值量。初始方位角按映射后状态计。对准过程计算出姿态矩阵再进行坐标变换。
2坐标变换
求映射前状态姿态矩阵：
垂直发射状态自对准时，在精对准完成后计算映射前状态姿态矩阵。
3方位角输入量
方位角输入量为步骤二计算得到的导弹垂直状态下的方位角。
4自对准模型输入输出量
角度参数在输入输出时单位均为度，在计算过程中单位均为弧度。单位由度转换成弧度需要除以57.29577951。
4.1输入量
初始纬度(单位：度)；
弹体执行坐标系相对导航坐标系(北天东)方位角ψ(单位：度)；
惯测组合输出的速度增量(单位：米/秒)(执行坐标系)；
惯测组合输出的角增量(单位：度)(执行坐标系)。
4.2输出量
弹体初始四元数(q0q1q2q3)；(执行坐标系相对于导航坐标系)
5粗对准数学模型
设加速度计速度增量100毫秒累加输出为fx、fy、fz，令则求得
由姿态矩阵和姿态角的关系可求出
方位角ψ直接装订(单位转换成弧度)，则有
由以上计算可得粗对准的初始姿态矩阵的9个元素。
则粗对准初始四元数如下：
(sign是取符号)
6精对准数学模型
6.1计算角增量
式中：为陀螺100毫秒累加输出的角度增量(单位转换成弧度)。
Δt＝0.1秒——更新周期；
Ω——地球自转速率0.000072915(弧度/秒)，——纬度(单位转换成弧度)；
初值取为零；
——为导航坐标系到弹体执行坐标系的变换阵，初值可由粗对准得。
6.2四元数的更新及规范化
四元数更新采用三阶增量算法，设
sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48(级数近似式)
cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8…………………………………(14)
将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：
四元数规范化：
式中：——规范化前的四元数计算值；
qi——规范化后的四元数。
6.3姿态矩阵的计算
计算导航坐标系至执行坐标系变换阵
6.4计算水平速度增量ΔVE、ΔVN
根据
ΔVN＝T11ΔVX+T21ΔVY+T31ΔVZ
ΔVE＝T13ΔVX+T23ΔVY+T33ΔVZ………………………………(18)
式中：ΔVX，ΔVY，ΔVZ——即为加速度计的100毫秒累加输出的速度增量(单位：米/秒)。
6.5求指令角增量θN、θE和更新
y1＝ΔVE(n-1)-Δθ1(n-1)
y2＝ΔVE(n)-[Δθ1(n-1)+tsKfy1]
Δθ1(n)＝Δθ1(n-1)+0.5tsKf[y1+y2]
θN(n)＝KNΔθ1(n)…………………………………(19)
y1＝ΔVN(n-1)-Δθ3(n-1)
y2＝ΔVN(n)-[Δθ3(n-1)+tsKfy1]
Δθ3(n)＝Δθ3(n-1)+0.5tsKf[y1+y2]
θE(n)＝-KEΔθ3(n)…………………………………(20)
式中：Δθ1和Δθ3初值取为零。
式中：ts＝0.1秒；Kf＝0.5；KE＝KN＝0.02551。
精对准流程见图4。精对准时间20秒。
7模型使用说明
7.1初始纬度的说明
当纬度绝对值度时，认为度，北半球为正。
7.2初始方位角的定义
导弹水平状态初始方位角定义为弹体OX1轴在水平面的投影与地理北向的夹角，OX1轴正向在西北方为正，定义域(-180度，180度])。

Claims (6)

1.一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，步骤包括：
步骤一、导弹水平时通过发射车传递获得精度较高的姿态；
步骤二、导弹起竖过程实时导航解算获取导弹垂直状态下的方位角；
步骤三、导弹垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。
2.依据权利要求1所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤一、导弹水平状态时，利用发射车的定位定向系统获得发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，进而可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值。
3.依据权利要求2所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下自对准获得的姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹的姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。
4.依据权利要求3所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角，再进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。
5.依据权利要求3所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤二具体如下：
1)捷联惯导系统的输入输出量
1.1)捷联惯导系统输入量
初始纬度由发控装订，单位：度；
初始经度λ0，由发控装订，单位：度；
初始海拔高度h0，由发控装订，单位：米；
初始位置X和Z，初值设为0，单位：米；
初始四元数q0、q1、q2、q3，由发控装订，弹上机四元数初值设为0.5、0.5、0.5、0.5；
初始速度Vx,Vy,Vz，弹上机初值设为0，单位：米/秒；
1.2)捷联惯导系统输出量
弹体姿态矩阵
弹体姿态角ψ,,φ，单位：度,；
弹体速度Vx,Vy,Vz，单位：米/秒；
弹体经度λ，单位：度、纬度单位：度；海拔高度h，单位：米；
2)捷联惯导解算模型；
2.1)计算角增量
其中：
——为导航坐标系到弹体执行坐标系的变换阵,初始值由发控装订的自对准结果四元数计算得到，计算公式同2.4姿态矩阵计算；
——惯测装置测量的角度增量，单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951，将单位转化为弧度；
Vx,Vy,Vz北向、天向和东向速度；
ωie＝7.2915×10-5弧度/秒——地球自转速率；
——位置计算得到的纬度，初始值由发控装订，单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951将单位转化为弧度；
——子午圆方向曲率半径；
——卯酉圆方向曲率半径；
米——地球长轴半径；
e＝3.353E-3——地球椭圆度；
Δt＝0.0025秒——姿态更新周期；
2.2)更新四元数
四元数更新采用三阶增量算法：
sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48
cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8
将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：
2.3)四元数规范化
式中：——规范化前的四元数计算值；
qi——规范化后的四元数；
2.4)姿态矩阵计算
2.5)速度计算
北向、天向、东向速度更新的算式为：
其中由惯测装置测量的速度增量，单位：米/秒，转换得到：
式中：——的转置………………(7)
重力加速度的计算公式为：
式中：h——海拔高度，由2.6位置计算得到，初始值为发射点海拔高度；
Δt＝0.0025秒——速度、位置更新周期；
——导弹初始纬度，初值由发控装订；
2.6)位置计算
经纬高更新算法：
式中：h(t)为导弹海拔高度，初始经度λ0由发控装订，初始经度装订时单位为度，全文计算过程中经度需要除以57.29577951将单位转化为弧度；
2.7)垂直状态下方位角解算
起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角的计算如下：
起竖完成后捷联惯导解算的姿态阵为则导弹垂直发射时的装订方位角由计算得到；而由以下公式计算得到：
设按全姿态解算流程计算姿态角；ε取0.0000001；
方位角ψ即为起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角，定义域为：(-180度，180度]；
俯仰角的定义域为：[-90度，90度]；
滚动角φ的定义域为：(-180度，180度]；
3)计算周期的选取
计算周期为0.0025秒；
4)高纬度处理
当纬度绝对值度时，认为度。
6.依据权利要求5所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤三具体如下：
1)敏感轴映射
Z→X,Y→Z,X→Y
箭头左为映射前坐标轴，箭头右为映射后坐标轴；即令加速度计的输出fx＝fz、fy＝fx、fz＝fy，等号左边为被赋值量；初始方位角按映射后状态计；对准过程计算出姿态矩阵再进行坐标变换；
2)坐标变换
求映射前状态姿态矩阵：
垂直发射状态自对准时，在精对准完成后计算映射前状态姿态矩阵；
3)方位角输入量
方位角输入量为步骤二计算得到的导弹垂直状态下的方位角；
4)自对准模型输入输出量
角度参数在输入输出时单位均为度，在计算过程中单位均为弧度；单位由度转换成弧度需要除以57.29577951；
4.1)输入量
初始纬度单位：度；
弹体执行坐标系相对导航坐标系方位角ψ，单位：度；
惯测组合输出的速度增量单位：米/秒，执行坐标系；
惯测组合输出的角增量单位：度，执行坐标系；
4.2)输出量
弹体初始四元数(q0 q1 q2 q3)；执行坐标系相对于导航坐标系；
5)粗对准数学模型
设加速度计速度增量100毫秒累加输出为fx、fy、fz，令则求得
由姿态矩阵和姿态角的关系可求出
方位角ψ直接装订,单位转换成弧度，则有
由以上计算可得粗对准的初始姿态矩阵的9个元素；
则粗对准初始四元数如下：
sign是取符号
6)精对准数学模型
6.1)计算角增量
式中：为陀螺100毫秒累加输出的角度增量,单位转换成弧度；
Δt＝0.1秒——更新周期；
Ω——地球自转速率0.000072915,弧度/秒，——纬度,单位转换成弧度；
初值取为零；
——为导航坐标系到弹体执行坐标系的变换阵，初值可由粗对准得；
6.2)四元数的更新及规范化
四元数更新采用三阶增量算法，设
sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48,级数近似式；
cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8…………………………………(14)
将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：
四元数规范化：
式中：——规范化前的四元数计算值；
qi——规范化后的四元数；
6.3)姿态矩阵的计算
计算导航坐标系至执行坐标系变换阵
6.4)计算水平速度增量ΔVE、ΔVN
根据
ΔVN＝T11ΔVX+T21ΔVY+T31ΔVZ
ΔVE＝T13ΔVX+T23ΔVY+T33ΔVZ………………………………(18)
式中：ΔVX，ΔVY，ΔVZ——即为加速度计的100毫秒累加输出的速度增量,单位：米/秒；
6.5)求指令角增量θN、θE和更新
y1＝ΔVE(n-1)-Δθ1(n-1)
y2＝ΔVE(n)-[Δθ1(n-1)+tsKfy1]
Δθ1(n)＝Δθ1(n-1)+0.5tsKf[y1+y2]
θN(n)＝KNΔθ1(n)…………………………………(19)
y1＝ΔVN(n-1)-Δθ3(n-1)
y2＝ΔVN(n)-[Δθ3(n-1)+tsKfy1]
Δθ3(n)＝Δθ3(n-1)+0.5tsKf[y1+y2]
θE(n)＝-KEΔθ3(n)…………………………………(20)
式中：Δθ1和Δθ3初值取为零；
式中：ts＝0.1秒；Kf＝0.5；KE＝KN＝0.02551；
精对准时间20秒；
7)模型使用说明
7.1)初始纬度的说明
当纬度绝对值度时，认为度，北半球为正；
7.2)初始方位角的定义
导弹水平状态初始方位角定义为弹体OX1轴在水平面的投影与地理北向的夹角，OX1轴正向在西北方为正，定义域(-180度，180度])。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110765593A (zh) * 2019-10-09 2020-02-07 上海机电工程研究所 适用于便携式导弹初始装订信息的评估方法及系统
CN111780749A (zh) * 2020-05-26 2020-10-16 北京航天控制仪器研究所 一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法
CN112146681A (zh) * 2020-09-12 2020-12-29 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
CN112729222A (zh) * 2020-12-14 2021-04-30 北京航空航天大学 一种桩挖转杆位置的实时测量方法
CN113587925A (zh) * 2021-07-16 2021-11-02 湖南航天机电设备与特种材料研究所 一种惯性导航系统及其全姿态导航解算方法与装置
CN113720206A (zh) * 2021-09-02 2021-11-30 重庆零壹空间科技集团有限公司 火箭地面瞄准方法、系统、计算机设备和存储介质
WO2022042241A1 (zh) * 2020-08-31 2022-03-03 蓝箭航天空间科技股份有限公司 回收式运载火箭分布式导航系统初始对准方法
CN115096332A (zh) * 2022-06-17 2022-09-23 西安微电子技术研究所 一种大角度范围的高精度垂直发射对准方法、设备及介质

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04265817A (ja) * 1990-10-29 1992-09-22 Aerospat Soc Natl Ind 慣性航法ユニット整列装置
CN102628691A (zh) * 2012-04-09 2012-08-08 北京自动化控制设备研究所 一种完全自主的相对惯性导航方法
CN102997916A (zh) * 2011-09-15 2013-03-27 北京自动化控制设备研究所 一种自主提高定位定向系统惯性姿态解算精度的方法
CN103323022A (zh) * 2013-04-26 2013-09-25 哈尔滨工程大学 一种角增量速度增量捷联惯性导航系统粗对准方法
CN105509769A (zh) * 2015-12-11 2016-04-20 上海新跃仪表厂 一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法
CN106168761A (zh) * 2016-08-16 2016-11-30 北京航天发射技术研究所 一种发射车高可靠性对准控制方法
CN106546265A (zh) * 2016-10-20 2017-03-29 北京航天长征飞行器研究所 一种发射车惯性设备进行参数检定的方法
CN109387221A (zh) * 2017-08-03 2019-02-26 北京自动化控制设备研究所 一种微惯性导航系统后处理自对准方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04265817A (ja) * 1990-10-29 1992-09-22 Aerospat Soc Natl Ind 慣性航法ユニット整列装置
CN102997916A (zh) * 2011-09-15 2013-03-27 北京自动化控制设备研究所 一种自主提高定位定向系统惯性姿态解算精度的方法
CN102628691A (zh) * 2012-04-09 2012-08-08 北京自动化控制设备研究所 一种完全自主的相对惯性导航方法
CN103323022A (zh) * 2013-04-26 2013-09-25 哈尔滨工程大学 一种角增量速度增量捷联惯性导航系统粗对准方法
CN105509769A (zh) * 2015-12-11 2016-04-20 上海新跃仪表厂 一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法
CN106168761A (zh) * 2016-08-16 2016-11-30 北京航天发射技术研究所 一种发射车高可靠性对准控制方法
CN106546265A (zh) * 2016-10-20 2017-03-29 北京航天长征飞行器研究所 一种发射车惯性设备进行参数检定的方法
CN109387221A (zh) * 2017-08-03 2019-02-26 北京自动化控制设备研究所 一种微惯性导航系统后处理自对准方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
YAFENG WANG; FUCHUN SUN; YOUAN ZHANG ETC.: "Central Difference Particle Filter Applied to Transfer Alignment for SINS on Missiles", 《IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELECTRONIC SYSTEMS 》 *
刘伟鹏 ，袁杰波 ，秦峰等: "地空导弹垂直发射高精度初始姿态获取技术研究", 《空天防御》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110765593A (zh) * 2019-10-09 2020-02-07 上海机电工程研究所 适用于便携式导弹初始装订信息的评估方法及系统
CN110765593B (zh) * 2019-10-09 2023-08-29 上海机电工程研究所 适用于便携式导弹弹上设备的评估方法及系统
CN111780749A (zh) * 2020-05-26 2020-10-16 北京航天控制仪器研究所 一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法
WO2022042241A1 (zh) * 2020-08-31 2022-03-03 蓝箭航天空间科技股份有限公司 回收式运载火箭分布式导航系统初始对准方法
CN112146681A (zh) * 2020-09-12 2020-12-29 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
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
CN112729222A (zh) * 2020-12-14 2021-04-30 北京航空航天大学 一种桩挖转杆位置的实时测量方法
CN113587925A (zh) * 2021-07-16 2021-11-02 湖南航天机电设备与特种材料研究所 一种惯性导航系统及其全姿态导航解算方法与装置
CN113720206A (zh) * 2021-09-02 2021-11-30 重庆零壹空间科技集团有限公司 火箭地面瞄准方法、系统、计算机设备和存储介质
CN115096332A (zh) * 2022-06-17 2022-09-23 西安微电子技术研究所 一种大角度范围的高精度垂直发射对准方法、设备及介质

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