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公开(公告)号：CN114964224B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202210408307.X
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种微惯导系统误差自主抑制方法，所述方法包括：实时获取弹体的滚动角；构建最小二乘状态变量；构建最小二乘观测变量；根据最小二乘状态变量和最小二乘观测变量获取最小二乘量测方程，并根据最小二乘量测方程进行最小二乘估计，得到对准初始时刻的滚动角估计值；构建卡尔曼滤波状态方程；构建卡尔曼滤波观测方程；根据卡尔曼滤波状态方程和卡尔曼滤波观测方程进行卡尔曼滤波，以获取陀螺标度因数误差估计值和修正后的陀螺标度因数，从而实现微惯导系统误差的自主抑制。本发明能够解决现有技术中制导炮弹用微惯导系统会由于量级高且持续时间长的炮弹发射冲击导致陀螺标度因数产生较大的变化，进而导致微惯导系统性能下降的技术问题。
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公开(公告)号：CN114370885B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202111279679.9
申请日：2021-10-29
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供一种惯性导航系统误差补偿系统及方法，通过轨道检测系统运动状态判断、获得轨道检测系统停车时惯性导航系统的陀螺测量误差、惯性导航系统陀螺测量误差在线修正等进行惯性导航系统误差补偿。本发明通过对轨道检测车的运动状态进行判断，利用轨道检测车停车期间对陀螺测量误差进行在线修正，有效抑制陀螺测量误差对惯性导航系统精度的影响，进而提高轨道检测车轨道几何参数的测量精度。
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公开(公告)号：CN114994352B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202210408308.4
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
IPC: G01P3/44
Abstract: 本发明提供了一种高速旋转制导炮弹转速测量方法，所述方法包括：获取制导炮弹的地磁测量数据；对地磁测量数据进行野点剔除，得到野点剔除后的地磁测量数据；对野点剔除后的地磁测量数据的测量误差进行在线标定，以得到地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏；基于地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏对野点剔除后的地磁测量数据进行误差修正，得到误差修正后的地磁测量数据；基于误差修正后的地磁测量数据获取弹体的滚动角；基于弹体的滚动角获取弹体的滚动角速率；对弹体的滚动角速率进行滑动平均处理，得到弹体的转速。本发明能够解决采用现有转速测量方法进行制导炮弹的转速测量时，测量精度较低的技术问题。
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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。
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公开(公告)号：CN115031763B
公开(公告)日：2023-06-13
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114994352A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210408308.4
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
IPC: G01P3/44
Abstract: 本发明提供了一种高速旋转制导炮弹转速测量方法，所述方法包括：获取制导炮弹的地磁测量数据；对地磁测量数据进行野点剔除，得到野点剔除后的地磁测量数据；对野点剔除后的地磁测量数据的测量误差进行在线标定，以得到地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏；基于地磁测量数据的刻度系数和地磁测量数据的零偏对野点剔除后的地磁测量数据进行误差修正，得到误差修正后的地磁测量数据；基于误差修正后的地磁测量数据获取弹体的滚动角；基于弹体的滚动角获取弹体的滚动角速率；对弹体的滚动角速率进行滑动平均处理，得到弹体的转速。本发明能够解决采用现有转速测量方法进行制导炮弹的转速测量时，测量精度较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN114970013A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210512819.0
申请日：2022-05-12
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
IPC: G06F30/17 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种旋转炮弹初始对准方法，包括构建Y轴或Z轴陀螺敏感角速率与弹体滚转角的数学模型；对Y轴或Z轴陀螺敏感的角速率进行零均值处理；生成本地载波的正、余弦信号，并分别与零均值处理后的角速率相乘，对相乘结果进行变积分周期的相关累加、反正切鉴相计算，获得相位；对相位进行三阶环路滤波处理；利用滤波结果更新本地载波，利用跟踪的相位信息解算弹体滚转角。该方法可以实现弹体滚转角的高精度、快速对准。
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公开(公告)号：CN114964231A
公开(公告)日：2022-08-30
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：CN114964224A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210408307.X
申请日：2022-04-19
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种微惯导系统误差自主抑制方法，所述方法包括：实时获取弹体的滚动角；构建最小二乘状态变量；构建最小二乘观测变量；根据最小二乘状态变量和最小二乘观测变量获取最小二乘量测方程，并根据最小二乘量测方程进行最小二乘估计，得到对准初始时刻的滚动角估计值；构建卡尔曼滤波状态方程；构建卡尔曼滤波观测方程；根据卡尔曼滤波状态方程和卡尔曼滤波观测方程进行卡尔曼滤波，以获取陀螺标度因数误差估计值和修正后的陀螺标度因数，从而实现微惯导系统误差的自主抑制。本发明能够解决现有技术中制导炮弹用微惯导系统会由于量级高且持续时间长的炮弹发射冲击导致陀螺标度因数产生较大的变化，进而导致微惯导系统性能下降的技术问题。
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公开(公告)号：CN114370885A
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202111279679.9
申请日：2021-10-29
Applicant: 北京自动化控制设备研究所
Abstract: 本发明提供一种惯性导航系统误差补偿系统及方法，通过轨道检测系统运动状态判断、获得轨道检测系统停车时惯性导航系统的陀螺测量误差、惯性导航系统陀螺测量误差在线修正等进行惯性导航系统误差补偿。本发明通过对轨道检测车的运动状态进行判断，利用轨道检测车停车期间对陀螺测量误差进行在线修正，有效抑制陀螺测量误差对惯性导航系统精度的影响，进而提高轨道检测车轨道几何参数的测量精度。
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