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公开(公告)号：CN113108789B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202110514257.9
申请日：2021-05-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明属于导航技术领域，公开了一种大飞机INS/GNSS组合导航方法，适用于大飞机全球飞行导航。本发明建立了大飞机INS/GNSS组合导航滤波器系统误差状态及其协方差矩阵在导航坐标系转换过程中的变换关系，设计了滤波状态稳定的组合导航滤波器，解决了坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题，满足了大飞机的全球飞行需求。本发明无需改变现有机载INS/GNSS组合导航系统的算法设计结构，便于现有导航系统的升级，能够更经济的实现，工程意义重大。本发明对于其它惯性基组合导航系统全球导航方法的设计具有很大的启发意义。
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公开(公告)号：CN113108783B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202110502743.9
申请日：2021-05-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 本发明属于导航技术领域，公开了一种无人潜航器惯性/多普勒组合导航方法，适用于无人潜航器等水下载体的全纬度导航航行。本发明提出一种无人潜航器惯性/多普勒组合导航方法，以地理坐标系、横坐标系下的组合导航滤波器为基础，建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，设计了滤波状态稳定的组合导航滤波器，解决了坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题；本发明设计的惯性/多普勒组合导航方法满足了无人潜航器全纬度航行作业任务的需求，具有十分重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN113029140B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202110410482.8
申请日：2021-04-13
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及捷联惯性导航技术领域，具体涉及到一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，适用于旋转调制式捷联惯导系统误差补偿场合，包括以下步骤：S1设计基于地心惯性系的十六次序旋转方法；S2利用地心惯性系和导航坐标系之间的转换关系，实时计算地球自转角速度在导航坐标系下的投影；S3隔离北向和天向上的地球自转角速度分量和S4设计基于导航坐标系下的十六次序三轴旋转方法。本方法与现有技术相比优点在于：可实现对地球自转运动的隔离，消除长期导航情况下地球自转角速度和器件误差的耦合误差，避免导航结果持续发散。
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公开(公告)号：CN113432624A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110706616.0
申请日：2021-06-24
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明涉及一种用于激光陀螺旋转调制惯导系统的长周期导航测试方法，属惯性导航技术领域，本发明设计了一种航行状态与停泊状态相结合的试验船运动方式，并且使惯导系统在停泊状态下进行初始对准时和航行阶段采用相同的旋转调制方案，从而能够保证各组导航实验的连续性，使得相邻两组导航实验过程可以共用部分导航原始数据；n组导航实验的舰船运动状态与初始对准时刻的停泊目的地均可以不同，这就保证了多组导航实验采样的充分性。本发明可以将n组N天长周期导航实验的总时长压缩至n+N‑1天，极大地节省了长周期导航测试的时间和资源成本。
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公开(公告)号：CN113108786A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110502713.8
申请日：2021-05-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明属于导航技术领域，公开了考虑飞行可靠性的长航时旋转惯导/卫星组合导航方法，适用于大飞机全球飞行导航。本发明以地理坐标系、格网坐标系下的组合导航滤波器为基础，建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，能够实现滤波状态的稳定平滑过渡，避免坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题。此外，设计的滤波器采用了开环结构，能够保证RINS、GNSS系统导航信息的独立性，满足了长航时飞机的全球安全可靠飞行。本发明解决了长航时飞机全球飞行过程中，由于导航坐标系转换带来的组合导航滤波器震荡问题，有效提高导航精度。本发明设计滤波器能够保证RINS、GNSS导航信息的独立性，避免GNSS信息受干扰情况下影响RINS工作的独立性。
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公开(公告)号：CN113108783A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110502743.9
申请日：2021-05-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 本发明属于导航技术领域，公开了一种无人潜航器惯性/多普勒组合导航方法，适用于无人潜航器等水下载体的全纬度导航航行。本发明提出一种无人潜航器惯性/多普勒组合导航方法，以地理坐标系、横坐标系下的组合导航滤波器为基础，建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，设计了滤波状态稳定的组合导航滤波器，解决了坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题；本发明设计的惯性/多普勒组合导航方法满足了无人潜航器全纬度航行作业任务的需求，具有十分重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN113108782A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110502728.4
申请日：2021-05-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明属于导航技术领域，公开了一种海空旋转调制惯导/天文组合导航方法，适用于航海、航空领域的全球导航航行。本发明以地理坐标系、格网坐标系下的组合导航滤波器为基础，建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，能够实现滤波状态的稳定平滑过渡，避免坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题；以CNS提供的姿态信息为观测量，对RINS的姿态误差进行估计校正，并能保证导航过程自主性。此外，设计的滤波器采用了开环结构，能够保证RINS、CNS系统导航信息的独立性，满足了大船、大飞机的全球安全可靠航行。
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公开(公告)号：CN111521179B
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202010348937.3
申请日：2020-04-28
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01C21/16 , G01C21/18 , E21B47/024
摘要： 本发明属于地质勘探领域，公开了基于行进速度自检测的钻探用定位定向仪孔内定位方法。本发明结合长距离水平取芯钻机的工作特点，合理规划取芯器的工作模式，充分利用定位定向仪保存的全部测量数据，构建逆向测量数据序列，同时对钻探管道接缝进行运动检测，实现行进速度自检测，并基于完整约束卡尔曼滤波器进行正向、逆向自主导航定位，结合零速修正对定位误差进行抑制校正，并利用正向、逆向自主导航定位误差特性的差异互补性，以加权定位输出作为钻进路径轨迹，提高定位精度。本发明能够满足高原高寒地区地质勘探的需求，为全面、准确的掌握高原高寒地区铁路沿线的地质信息提供有力支撑。
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公开(公告)号：CN111879321A
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN202010764646.2
申请日：2020-08-01
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明属于惯性/天文组合导航领域，涉及一种基于机抖激光陀螺的惯性/天文组合导航系统，可以应用于惯性导航、惯性组合导航、姿态测量等领域，包括安装框架、天文导航装置、单轴转台、X轴方向机抖激光陀螺、Y轴方向机抖激光陀螺、Z轴方向机抖激光陀螺、X轴方向石英加速度计、Y轴方向石英加速度计、Z轴方向石英加速度计、X轴方向减震装置、Z轴方向减震装置；具有以下优点：本发明通过改变惯性导航装置与天文导航装置的安装方式，消除机抖激光陀螺惯性导航装置中减震器变形引入的姿态误差，显著提高组合导航精度；本发明在结构设计上将天文导航装置安装在机抖激光陀螺捷联惯性导航装置的箱体内，可以有效降低组合导航系统的体积和重量。
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公开(公告)号：CN109631952A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201910094312.6
申请日：2019-01-31
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明属于惯性测量技术领域，公开了航天器用光学陀螺组件姿态基准镜安装误差标定方法，通过：1.建立光学陀螺敏感轴约束坐标系2.将光学陀螺组件安装到标准六面体上并调整自准直仪3.设定转动激励并确定转动激励对应的等效旋转轴矢量在姿态基准镜坐标系、光学陀螺敏感轴约束坐标系中的投影4.确定光学陀螺敏感轴约束坐标系与姿态基准镜坐标系之间的安装关系，实现航天器用光学陀螺组件姿态基准镜安装误差的标定。本发明直接在陀螺敏感轴约束坐标系下实现陀螺组件姿态的引出，减少了影响陀螺组件姿态引出精度的误差源；不需要使用高精度三轴转台或是其它速率转台，只需利用标准六面体作为陀螺组件的安装基座，并借助L型大理石平台就能完成标定。
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