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公开(公告)号：CN118089791A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410478804.6
申请日：2024-04-20
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种双阵地高精度快速自对准方法，方法包括以下步骤：装定第一阵地地理位置信息、更新第一阵地对准中间量、运动过程中姿态跟踪、装定第二阵地地理位置信息、更新第二阵地对准中间量、计算自对准结果。本发明方法依据双阵地典型应用场景下载体工作特点，设计了高精度对准方法，此方法依赖外部导航基准和其他辅助信息，减少了误差源，具有较好的通用性。
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公开(公告)号：CN117968680B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410373378.X
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性‑雷达组合导航有限帧量测变权重更新方法，首先依据地面测试和飞行试验数据验证，分析确定雷达匹配定位精度的变化规律；其次，依据该变化规律，设计动态量测权重；最后，在滤波器中实现有限帧变权重量测。本发明相较于传统的常值量测权重，变权重量测更新对有限帧雷达定位信息的利用更充分，组合精度更高，能够实现有限帧量测信息下的高精度惯性‑雷达组合导航。
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公开(公告)号：CN118274828A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410706697.8
申请日：2024-06-03
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种多特征融合的远程制导火箭弹末段组合导航切换方法，包括空中保持惯性/卫星组合导航模式；飞行末段启动导航模式切换机制；剔除异常数据的卫星；根据当前可用卫星的数量，进行导航模式切换。本发明方法能准确辨识远程制导火箭弹末段卫星实际定位精度波动及劣化时刻，实现导航模式的自主切换，保证了导航精度，对远程制导火箭导航设计有很强的工程意义。
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公开(公告)号：CN118193026A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410244339.X
申请日：2024-03-04
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G06F8/656
Abstract: 本发明公开了一种在线升级问题解决方法，通过设置程序文件生成模块配合程序文件下载模块和在线升级模块能够通过减少单个周期中的传输字节，来减少单周期的交互时间，以此可以在程序升级过程中使速率较低的串口传输能够与高速率的1553B总线转接设备相适配，通过程序跳转机制可以在DSP28335上电后的任何时间段都实现在线升级功能，无需规定升级的时间，且升级完成后无需掉电重启就能够直接运行更新后的程序。
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公开(公告)号：CN118067120A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410478805.0
申请日：2024-04-20
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于主动段激励的高精度惯导航向误差在线估计方法，该方法包括以下步骤：双支路导航解算初始化与迭代更新；双支路导航误差在线估计；航向误差有效性判断；航向误差反馈校正。本发明适用于大过载、长航程应用背景的高精度惯性/卫星组合导航系统，能在主动段对航向误差实现有效地在线估计，并实现了估计结果的在线评估，保证了卫星不可用时段内的纯惯性导航精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118111427B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410534619.4
申请日：2024-04-30
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于姿态预积分的弹载捷联惯导系统姿态保持方法，首先弹载惯性导航装置装定技术阵地的位置信息；然后，弹载惯性导航装置上电稳定后，利用惯性器件采集到的角速度和加速度与参考值对比，进行自检；如果自检正常，在技术阵地采用双矢量定姿解析对准算法完成粗对准，然后采用卡尔曼滤波算法完成精对准，得到技术阵地初始对准姿态阵；当到达发射阵地，装定发射阵地的地理位置，完成发射阵地弹载捷联惯导系统的姿态保持最终值解算。本发明方法在不引入速度和位置耦合误差的前提下实现姿态跟踪，计算量小，有助于提升姿态保持精度。
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公开(公告)号：CN118067120B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410478805.0
申请日：2024-04-20
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于主动段激励的高精度惯导航向误差在线估计方法，该方法包括以下步骤：双支路导航解算初始化与迭代更新；双支路导航误差在线估计；航向误差有效性判断；航向误差反馈校正。本发明适用于大过载、长航程应用背景的高精度惯性/卫星组合导航系统，能在主动段对航向误差实现有效地在线估计，并实现了估计结果的在线评估，保证了卫星不可用时段内的纯惯性导航精度。
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公开(公告)号：CN118392212A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410531170.6
申请日：2024-04-29
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种高精度惯性导航装置快速全温系统级标定方法，根据待标定参数对温度变化敏感程度的不同，设计了混合标定轨迹，缩短了全温标定用时；在参数解算方面，通过参数解耦和独立计算，将参数估计值与特定的激励数据直接关联，得到准确的参考温度，实现参数的全温高精度插值补偿。本发明方法简便可行，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN118111427A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410534619.4
申请日：2024-04-30
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于姿态预积分的弹载捷联惯导系统姿态保持方法，首先弹载惯性导航装置装定技术阵地的位置信息；然后，弹载惯性导航装置上电稳定后，利用惯性器件采集到的角速度和加速度与参考值对比，进行自检；如果自检正常，在技术阵地采用双矢量定姿解析对准算法完成粗对准，然后采用卡尔曼滤波算法完成精对准，得到技术阵地初始对准姿态阵；当到达发射阵地，装定发射阵地的地理位置，完成发射阵地弹载捷联惯导系统的姿态保持最终值解算。本发明方法在不引入速度和位置耦合误差的前提下实现姿态跟踪，计算量小，有助于提升姿态保持精度。
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公开(公告)号：CN117968680A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410373378.X
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性‑雷达组合导航有限帧量测变权重更新方法，首先依据地面测试和飞行试验数据验证，分析确定雷达匹配定位精度的变化规律；其次，依据该变化规律，设计动态量测权重；最后，在滤波器中实现有限帧变权重量测。本发明相较于传统的常值量测权重，变权重量测更新对有限帧雷达定位信息的利用更充分，组合精度更高，能够实现有限帧量测信息下的高精度惯性‑雷达组合导航。
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