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公开(公告)号：CN114923479A
公开(公告)日：2022-08-19
申请号：CN202210408152.X
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种惯性/里程计组合导航误差补偿方法，所述方法包括：建立惯性/里程计组合导航的状态方程；获取车厢与放置里程计的转向架之间的安装误差角；利用车厢与放置里程计的转向架之间的安装误差角对里程计速度进行补偿，得到补偿后的里程计速度，并以惯导系统速度与补偿后的里程计速度的差值作为惯性/里程计组合导航的观测量；根据惯性/里程计组合导航的观测量建立惯性/里程计组合导航的观测方程；根据状态方程和观测方程进行卡尔曼滤波，以实现惯导系统各项误差的准确估计；根据惯导系统估计的误差对惯性/里程计组合导航进行补偿。本发明能够解决现有的惯性/里程计组合导航的位置或姿态等测量精度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN114964231B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210512829.4
申请日：2022-05-12
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于双通道航向匹配的车载惯性/卫星组合导航方法，包括，计算动态航向匹配的航向量测量，计算卫星水平和速度，判断卫星水平和速度大于第一速度阈值时，计算卫星航迹角，将卫星航迹角转换到导航坐标系下获得卫星航向角，更新航向量测量；计算静态航向匹配的航向量测量，判断车体运动状态，若车体当前时刻处于静止状态，上一时刻处于运动状态，且曾经有卫星水平和速度大于第二速度阈值，锁存当前时刻导航解算输出的航向角，更新航向观测量；基于更新的航向量测量，进行组合卡尔曼滤波估计。本发明通过双通道航向匹配更新航向量测量，提高航向误差可观性，进而提高导航定位、定姿精度。
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公开(公告)号：CN116070066B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202310159474.X
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种制导炮弹滚动角计算方法，包括：基于制导炮弹绕质心运动方程组获取滚动角的正弦与余弦表达式；将滚动角的正弦与余弦表达式和制导炮弹的转速作为卡尔曼滤波状态变量，并基于滚动角的正弦与余弦表达式和制导炮弹的转速得到状态转移矩阵，其中，滤波相邻时刻制导炮弹的转速相同；基于卡尔曼滤波状态变量和状态转移矩阵构建卡尔曼滤波状态方程；将微惯导系统三个轴向的陀螺角速率作为卡尔曼滤波观测变量；基于卡尔曼滤波观测变量构建卡尔曼滤波观测方程；基于卡尔曼滤波状态方程和观测方程进行卡尔曼滤波，得到估计后的滚动角。本发明能够解决现有技术中制导炮弹滚动角的计算精度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN113503882B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202110618784.4
申请日：2021-06-03
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种车载惯性/地磁组合导航方法及装置，首先通过地磁装置求取车体运行速度，再进行惯导地磁组合，采用速度匹配，通过卡尔曼滤波，估计惯导解算误差，实时修正。本发明通过惯性/地磁组合导航，对惯导误差进行组合修正，提高了导航精度。
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公开(公告)号：CN116150552A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310181660.3
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种制导炮弹初始姿态计算方法，包括：基于制导炮弹绕质心运动方程组获取初始滚动角的正弦与余弦表达式；将初始滚动角的正弦与余弦表达式作为误差抑制的状态变量；将微惯导系统的Y轴初始陀螺角速率和Z轴初始陀螺角速率作为误差抑制的观测变量；获取与观测变量对应的观测矩阵；采用最小二乘估计进行误差抑制，以得到最小二乘量测方程；基于最小二乘量测方程得到状态变量的最小二乘估计；基于状态变量的最小二乘估计得到估计后的初始滚动角，并基于卫星定位系统速度信息得到计算出的初始航向角和初始俯仰角，从而完成制导炮弹初始姿态的计算。本发明能够解决现有技术中初始姿态计算方法均不适用于超远程制导炮弹的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113514061A
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202110618783.X
申请日：2021-06-03
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提出的基于地磁装置的高速旋转系统运动速度计算方法及装置,首先通过判断地磁装置输出的数据变化规律建立轮轴旋转整周期的基准时刻，再计算轮轴旋转的整周期时间，同时结合惯导陀螺角速率输出，判断高速旋转系统是否处于静止状态，最后计算高速旋转系统运动速度。本发明基于地磁传感器测量精度高，没有累积误差特点，得到车体实时行驶速度，作为车载定位定向惯导系统的参考信息，由此可提高车载定位定向系统的自主可靠性。
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公开(公告)号：CN114964223B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202210408151.5
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种微惯导系统测量误差补偿方法，所述方法包括：将微惯导系统的工作温度范围分为m个温度段；根据微惯导系统的角速率量程选取n个角速率测量点；获取每个温度段对应的各个角速率测量点的角速率测量均值；获取每个温度段对应的各个角速率测量点的标度因数误差；对每个温度段对应的各个角速率测量点的标度因数误差进行参数拟合，得到每个温度段对应的标度因数拟合参数；获取微惯导系统的当前工作温度所处的温度段对应的标度因数拟合参数，并根据获取的标度因数拟合参数对微惯导系统测量的角速率进行补偿，得到补偿后的角速率。本发明能够解决现有技术中微惯导系统在大量程角速率范围下的陀螺测量精度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN116070066A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202310159474.X
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种制导炮弹滚动角计算方法，包括：基于制导炮弹绕质心运动方程组获取滚动角的正弦与余弦表达式；将滚动角的正弦与余弦表达式和制导炮弹的转速作为卡尔曼滤波状态变量，并基于滚动角的正弦与余弦表达式和制导炮弹的转速得到状态转移矩阵，其中，滤波相邻时刻制导炮弹的转速相同；基于卡尔曼滤波状态变量和状态转移矩阵构建卡尔曼滤波状态方程；将微惯导系统三个轴向的陀螺角速率作为卡尔曼滤波观测变量；基于卡尔曼滤波观测变量构建卡尔曼滤波观测方程；基于卡尔曼滤波状态方程和观测方程进行卡尔曼滤波，得到估计后的滚动角。本发明能够解决现有技术中制导炮弹滚动角的计算精度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN115031763A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210437633.3
申请日：2022-04-25
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于角速率信息的旋转弹快速对准方法，所述方法包括：实时获取对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息；基于微惯导系统的陀螺角速率信息获取微惯导系统的滚动角；基于微惯导系统的滚动角获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角；建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程；基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角；基于预设的最佳初始滚动角、对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息和导航周期获取微惯导系统补偿后的滚动角，以完成旋转弹的对准。本发明能够解决现有技术中微惯导系统对无控飞行的旋转弹对准精度较差，难以满足初始对准精度要求的技术问题。
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公开(公告)号：CN114964223A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210408151.5
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种微惯导系统测量误差补偿方法，所述方法包括：将微惯导系统的工作温度范围分为m个温度段；根据微惯导系统的角速率量程选取n个角速率测量点；获取每个温度段对应的各个角速率测量点的角速率测量均值；获取每个温度段对应的各个角速率测量点的标度因数误差；对每个温度段对应的各个角速率测量点的标度因数误差进行参数拟合，得到每个温度段对应的标度因数拟合参数；获取微惯导系统的当前工作温度所处的温度段对应的标度因数拟合参数，并根据获取的标度因数拟合参数对微惯导系统测量的角速率进行补偿，得到补偿后的角速率。本发明能够解决现有技术中微惯导系统在大量程角速率范围下的陀螺测量精度较低的技术问题。
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