-
公开(公告)号：CN116399369A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310259482.1
申请日：2023-03-13
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用惯导系统刻度系数误差补偿方法，包括：采集制导炮弹用惯导系统的陀螺和加表输出，对陀螺和加表输出进行预处理获取惯导角速度误差和加速度误差；根据惯导角速度误差和加速度误差进行特征提取，设置模型训练输入和模型训练输出；根据模型训练输入和输出采用RNN模型进行模型训练，获取刻度系数误差训练模型；基于刻度系数误差训练模型，根据惯导系统实时测量输出的陀螺角速度和加速度获取实时预测输出的IMU刻度系数误差，根据实时预测输出的IMU刻度系数误差完成制导炮弹用惯导系统刻度系数误差补偿。本发明能够解决现有技术中采用传统刻度系数误差估计方法导致导航测量精度不足的技术问题。
-
公开(公告)号：CN119756360A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411736689.4
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种面向卫星拒止的区域内导航定位快速标校方法及系统，方法包括：布设多个通导一体化终端组成地面节点网络；设计以微小型无人机作为空中节点；通过惯导系统获取空中节点实时位置信息；采用数据链实时测量地面节点和空中节点的距离信息；基于所述距离信息，采用基于最小二乘的牛顿迭代法，对地面节点位置及时间传输误差进行估计，得到地面节点的位置信息。该方法结合惯性全自主及数据链高精度测距优势，实现地面节点的实时标较。
-
公开(公告)号：CN118517965A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202310140228.X
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种高动态制导炮弹惯性/卫星组合导航方法，包括：将陀螺标度因数误差和陀螺安装误差引入状态变量，并构建系统状态方程；判断当前时刻卫星是否失锁；在当前时刻卫星未失锁的情况下，基于卫星接收机测量得到的位置信息和速度信息得到第一观测量，并构建系统第一量测方程；进行卡尔曼滤波，以完成制导炮弹的组合导航；得到当前时刻的拟合系数矩阵；在当前时刻卫星失锁的情况下，获取拟合后的虚拟位置信息和虚拟速度信息；基于拟合后的虚拟位置信息和虚拟速度信息得到第二观测量，并构建系统第二量测方程；进行卡尔曼滤波，以完成制导炮弹的组合导航。本发明能够解决现有技术中组合导航方法导航精度较低的技术问题。
-
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。
-
公开(公告)号：CN112067892B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202010783912.6
申请日：2020-08-06
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种信号转换同步装置及使用其的信号转换同步方法，该信号转换同步装置分别与惯测装置、角振动台和上位机连接，信号转换同步装置用于将惯测装置的数字信号和角振动台的模拟信号进行转换同步处理后传输至上位机；信号转换同步装置包括：FPGA芯片、RC滤波电路、A/D信号转换芯片和寄存器，FPGA芯片分别与惯测装置、寄存器和上位机连接，RC滤波电路与角振动台连接，A/D信号转换芯片分别与RC滤波电路和寄存器连接。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中惯测装置输出信号与角振动台输出信号不同步且信号噪声高导致的惯测装置频率特性测试数据准确度低和可用性差的技术问题。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN112067892A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010783912.6
申请日：2020-08-06
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种信号转换同步装置及使用其的信号转换同步方法，该信号转换同步装置分别与惯测装置、角振动台和上位机连接，信号转换同步装置用于将惯测装置的数字信号和角振动台的模拟信号进行转换同步处理后传输至上位机；信号转换同步装置包括：FPGA芯片、RC滤波电路、A/D信号转换芯片和寄存器，FPGA芯片分别与惯测装置、寄存器和上位机连接，RC滤波电路与角振动台连接，A/D信号转换芯片分别与RC滤波电路和寄存器连接。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中惯测装置输出信号与角振动台输出信号不同步且信号噪声高导致的惯测装置频率特性测试数据准确度低和可用性差的技术问题。
-
公开(公告)号：CN116294851B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202310181655.2
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
IPC: F42B35/02
Abstract: 本发明提供了一种高速旋转制导炮弹姿态辅助测量方法，包括：在制导炮弹飞行前，获取Y轴加速度计的杆臂值和Z轴加速度计的杆臂值；获取制导炮弹飞行过程中Y轴加速度计和Z轴加速度计的加速度信息；提取出飞行过程中Y轴加速度计和Z轴加速度计的离心加速度信息；基于飞行过程中Y轴加速度计的离心加速度信息和Y轴加速度计的杆臂值获取制导炮弹飞行过程中的第一旋转角速率；基于飞行过程中Z轴加速度计的离心加速度信息和Z轴加速度计的杆臂值获取制导炮弹飞行过程中的第二旋转角速率；获取制导炮弹飞行过程中的实际旋转角速率。本发明能够解决现有技术中，制导炮弹转速超过陀螺仪的测量范围，无法获取制导炮弹姿态的技术问题。
-
公开(公告)号：CN116294851A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310181655.2
申请日：2023-02-20
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
IPC: F42B35/02
Abstract: 本发明提供了一种高速旋转制导炮弹姿态辅助测量方法，包括：在制导炮弹飞行前，获取Y轴加速度计的杆臂值和Z轴加速度计的杆臂值；获取制导炮弹飞行过程中Y轴加速度计和Z轴加速度计的加速度信息；提取出飞行过程中Y轴加速度计和Z轴加速度计的离心加速度信息；基于飞行过程中Y轴加速度计的离心加速度信息和Y轴加速度计的杆臂值获取制导炮弹飞行过程中的第一旋转角速率；基于飞行过程中Z轴加速度计的离心加速度信息和Z轴加速度计的杆臂值获取制导炮弹飞行过程中的第二旋转角速率；获取制导炮弹飞行过程中的实际旋转角速率。本发明能够解决现有技术中，制导炮弹转速超过陀螺仪的测量范围，无法获取制导炮弹姿态的技术问题。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
10
records
(took 0.044 seconds)
