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公开(公告)号：CN116147634A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310305607.X
申请日：2023-03-27
Applicant: 南京航空航天大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C21/20
Abstract: 本发明公开了一种基于性能评估的集群飞行器协同导航优化方法，包括：建立编队中所有飞行器状态的后验联合概率分布模型；基于后验联合概率分布模型，构建集群飞行器协同导航过程中导航性能评估相关参数；根据后验联合概率分布函数和所述导航性能评估相关参数，开展基于费雪Fisher信息+相对熵的集群飞行器导航性能评估，获得协同网络中集群飞行器性能评估结果，优化集群飞行器协同导航。本发明通过费雪信息及相对熵理论实时优选对飞行器状态估计高质量、高贡献度的协同信息实现其状态估计与补偿，有效的提升了集群飞行器协同导航性能，并且兼顾了计算量，进一步提升了集群飞行器协同导航算法在工程中的实用性。
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公开(公告)号：CN115451950A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211036139.2
申请日：2022-08-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种车载双惯组相对姿态确定方法及装置，其包括步骤：基于主惯组与从惯组方位角对应轴加速度计的测量数据计算方位角对应轴不水平度偏差；计算主惯组从自身基准面移动至从惯组基准面时的移动前后方位角偏差；基于所述方位角对应轴不水平度偏差与所述移动前后方位角偏差确定主惯组和从惯组之间的方位角偏差；基于俯仰角和滚转角对应轴加速度计的测量数据计算主惯组和从惯组的之间的俯仰角偏差和滚转角偏差，并基于所述主惯组和从惯组之间的方位角偏差、俯仰角偏差以及滚转较偏差确定所述双惯组相对姿态。可以提高相对姿态确定精度。
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公开(公告)号：CN111220151A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201911329826.1
申请日：2019-12-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种载体系下考虑温度模型的惯性和里程计组合导航方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域中的惯性组合导航领域，该方法包括按照预设的采样周期实时采集惯组脉冲数与里程计脉冲数，进行惯性导航解算，得到惯导算法输出的导航参数，同时求解载体系下惯导位移矢量累计值和载体系下里程计位移矢量累计值，并完成里程计当量温度效应误差补偿计算；根据状态向量建立状态微分方程；根据里程计位移增量和惯组位移增量建立量测方程；进行卡尔曼滤波以实时修正惯性导航系统参数误差、里程计参数误差和器件参数误差，实现导航数据输出。本发明能够极大地提高惯性和里程计组合导航精度。
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公开(公告)号：CN104006828B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410270654.6
申请日：2014-06-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种惯性器件轴系误差的标定方法，包括下述步骤：S1：将待测惯性器件设置在位置台上，并旋转位置台使得位置台的旋转轴与导航系的OZ轴重合；待测惯性器件包括第一惯性器件和第二惯性器件，第二惯性器件为第一惯性器件提供角速率基准；S2：采集待测惯性器件中第一惯性器件输出的第一数字量Ua和第二惯性器件输出的第二数字量Ub；S3：将位置台旋转180°或180°的奇数倍后，采集第一惯性器件输出的第三数字量U′a和第二惯性器件输出的第四数字量U′b；S4：根据第一数字量、第二数字量、第三数字量和第四数字量获得待测惯性器件的轴系误差。本发明可以标定出惯性器件的轴系误差，标定精度高。
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公开(公告)号：CN103994775A
公开(公告)日：2014-08-20
申请号：CN201410145102.2
申请日：2014-04-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/16
Abstract: 本发明公开了适用于低精度有方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法，属于惯性技术领域。该标定方法使用低精度有方位基准双轴转位设备，标定旋转共19个位置，然后以各个位置上的速度误差和天向姿态误差拟合出一阶中间参数Δg和二阶中间参数最后依据中间参数与误差参数的关系，由最小二乘法得到各个器件误差参数，为了有效消除由转台引起的定位误差，将前一次迭代计算得到的误差参数和原有的惯性测量单元输出数据代入到导航方程中，再进行一次观测量、中间参数和误差参数残差的解算，然后对误差参数进行残差补偿。依此类推，直至迭代计算得到的误差参数残差小于阈值。该标定方法可以大幅降低标定对转台精度的依赖性，具有很好的工程实用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103868529A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410105420.6
申请日：2014-03-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种惯测组合自标定测控装置，包括转位锁紧机构，该转位锁紧机构包括第一转动轴转位控制电机、第二转动轴转位控制电机、锁紧解锁轴控制电机、第一步进电机驱动器、第二步进电机驱动器、设置在第一转动轴上的第一红外传感器、设置在第二转动轴上的第二红外传感器、设置在锁紧解锁轴上的第三红外传感器、设置在锁紧解锁轴上的行程开关、控制器、二次电源、晶振、存储芯片、磁隔离器、电平转换及驱动器、与惯测组合连接的CAN收发器、计算机、第一切换继电器、第二切换继电器和四个DC/DC隔离电源。本发明在相对较低的成本之下能灵活、可靠、准确并快速的实现惯测组合的自标定测试。
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公开(公告)号：CN117539283A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311432329.0
申请日：2023-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种寻的制导段滚动减速方法、系统、设备及可读存储介质，涉及临近空间飞行器制导控制技术领域，包括对弹体系下的目标视线高低角和目标视线方位角进行姿态补偿，得到发射系下的目标视线方位角；根据实时弹道偏角和所述发射系下的目标视线方位角计算出横向综合偏差量；根据横向综合偏差量调整横向机动方向值，并根据所述横向机动方向值和预设的切换范围对所述横向机动方向值的正负极性进行切换，得到切换后的横向机动方向值；根据飞行器的实时速度与飞行器标称速度计算出速度控制系数；基于所述横向机动方向值和所述速度控制系数生成横向滚动减速控制指令值。本申请提高了临近空间飞行器寻的飞行段减速能力。
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公开(公告)号：CN115824257A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211468026.X
申请日：2022-11-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于代码生成的多矢量行进间对准方法及装置，方法包括根据卫星导航提供的位置和速度信息计算初始时刻地球惯性坐标系E′I0相对于导航系N的转换矩阵所述导航系N的X轴、Y轴和Z轴分别指向东、北、天；利用陀螺输出的角运动信息计算惯性测量单元本体坐标系B系相对初始时刻捷联惯导惯性坐标系BI0的转换矩阵基于所述和计算不同时刻所述E′I0下的比速度和所述BI0下的比速度的乘积累加和矩阵M(t)；利用代码生成方式对M(t)矩阵进行奇异值分解获取输出结果并基于所述获得行进间对准结果可实现多矢量定姿的精确计算，实用性强，且易于工程实现。
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公开(公告)号：CN115790653A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211468019.X
申请日：2022-11-22
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种用于旋转式惯导的自对准方法及装置，包括：采用快速粗对准方式获取初始捷联位置高精度陀螺的朝向，并根据所述高精度陀螺的朝向将所述高精度陀螺转到东西向的设定角度；以转动后所述高精度陀螺的朝向为首位置获取所述首位置的初始姿态，并以天向轴为中心轴使所述高精度陀螺转动至与所述首位置对称的第二位置；在从所述首位置转动至所述第二位置的过程中采用滤波估计进行精对准并获取转动结束时刻在所述第二位置的结束时刻姿态；基于所述第二位置的结束时刻姿态以及绕天向轴回转到所述初始捷联位置过程中的惯导数据进行导航跟踪完成自对准。可充分利用高低陀螺搭配的产品特点，有效保障旋转式惯导的自对准精度。
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公开(公告)号：CN111238532A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN201911340104.6
申请日：2019-12-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于晃动基座环境的惯性测量单元标定方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术中的惯性测量组合测试技术领域，该方法包括利用一阶中间参数和一阶误差参数间的关系建立联立方程，基于所建立的联立方程，求解得到一阶误差参数；利用一阶误差参数计算得到第i个位置的二阶中间参数，根据二阶中间参数和二阶误差参数间的关系建立方程，求解得到二阶误差参数，所述二阶误差参数为陀螺零偏；判断一阶误差参数和二阶误差参数的残差是否小于设定阈值，若是，则结束。本发明采用迭代方法逐步消除在初始对准过程中晃动基座环境引入的姿态误差，从而更好的适用于晃动基座环境下的标定。
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