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公开(公告)号：CN105785415B
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201610122096.8
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种制导炮弹的空中轨迹预测方法，制导炮弹在信号捕捉阶段的每一时刻接收卫星导航系统输出的三个速度信息，利用递推最小二乘算法计算制导炮弹每个速度信息与时间的拟合曲线系数。在后续每一时刻，判断卫星导航系统是否失锁，如果不失锁，将卫星导航系统给出的三个速度信息作为观测量进行组合导航，同时计算每个速度信息与时间的拟合曲线系数；如果失锁，判断失锁次数是否大于轨迹预测限制次数，大于进入纯惯性导航计算；不大于则利用拟合曲线系数预测出当前时刻制导炮弹的三个速度信息，并将之作为观测量进行组合导航。本方法简单、计算时间短，实现了制导炮弹的空中飞行轨迹预测，大大提高了制导炮弹的落点精度和卫星导航系统的抗干扰性。
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公开(公告)号：CN105180728B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201510536414.0
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提供一种基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据卫星导航结果输出时刻T0到设定时刻T的Np组俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。
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公开(公告)号：CN105115508B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510537052.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供一种基于后数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据设定时刻T到对准时刻T1的俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105258698A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510657504.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
CPC classification number: G01C21/165 , F41G3/22 , G01S19/47 , G01S19/52 , G01S19/53
Abstract: 一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，通过自旋制导炮弹空中粗对准方法得到初始时刻的位置、速度和姿态，利用惯性导航系统进行导航解算得到每一时刻的导航结果；根据对应时间下GPS输出的导航信息得到对应时刻的航向角、俯仰角、三个速度以及三个速度误差值、俯仰角误差值和航向角误差值，并作为9维卡尔曼滤波估计的观测阵C，估算出对应时刻的三个姿态角修正值、三个速度修正值和三个陀螺仪零偏值，进而得到自旋制导炮弹空中对应时刻的姿态、速度和位置信息。本发明实现了高动态自旋制导炮弹空中失重情况下的组合导航，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声和陀螺仪零偏的滤除，提高了自旋制导炮弹的落点精度，增加了制导炮弹的可控性。
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公开(公告)号：CN105115508A
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510537052.7
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 本发明提供一种基于后数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据设定时刻T到对准时刻T1的俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。
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公开(公告)号：CN105258698B
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201510657504.5
申请日：2015-10-13
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，通过自旋制导炮弹空中粗对准方法得到初始时刻的位置、速度和姿态，利用惯性导航系统进行导航解算得到每一时刻的导航结果；根据对应时间下GPS输出的导航信息得到对应时刻的航向角、俯仰角、三个速度以及三个速度误差值、俯仰角误差值和航向角误差值，并作为9维卡尔曼滤波估计的观测阵C，估算出对应时刻的三个姿态角修正值、三个速度修正值和三个陀螺仪零偏值，进而得到自旋制导炮弹空中对应时刻的姿态、速度和位置信息。本发明实现了高动态自旋制导炮弹空中失重情况下的组合导航，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声和陀螺仪零偏的滤除，提高了自旋制导炮弹的落点精度，增加了制导炮弹的可控性。
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公开(公告)号：CN105785415A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610122096.8
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
Abstract: 一种制导炮弹的空中轨迹预测方法，制导炮弹在信号捕捉阶段的每一时刻接收卫星导航系统输出的三个速度信息，利用递推最小二乘算法计算制导炮弹每个速度信息与时间的拟合曲线系数。在后续每一时刻，判断卫星导航系统是否失锁，如果不失锁，将卫星导航系统给出的三个速度信息作为观测量进行组合导航，同时计算每个速度信息与时间的拟合曲线系数；如果失锁，判断失锁次数是否大于轨迹预测限制次数，大于进入纯惯性导航计算；不大于则利用拟合曲线系数预测出当前时刻制导炮弹的三个速度信息，并将之作为观测量进行组合导航。本方法简单、计算时间短，实现了制导炮弹的空中飞行轨迹预测，大大提高了制导炮弹的落点精度和卫星导航系统的抗干扰性。
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公开(公告)号：CN105180728A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510536414.0
申请日：2015-08-27
Applicant: 北京航天控制仪器研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明提供一种基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据卫星导航结果输出时刻T0到设定时刻T的Np组俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。
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