CN110987003A - Mems惯导快速传递对准的计算方法 - Google Patents

Mems惯导快速传递对准的计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及组合导航技术领域，公开了一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法。其中，该方法包括：利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；在第一滤波估计值和第二滤波估计值输出至主滤波器之前，对主滤波器进行时间更新；利用主滤波器对第一滤波估计值和第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。由此，可以满足制导武器对准备阶段快速性的需求。

Description

MEMS惯导快速传递对准的计算方法
技术领域
本发明涉及组合导航技术领域，尤其涉及一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法。
背景技术
“先发制人”在军事中占有重要地位，所以现代战争中对制导武器准备的快速性提出了更高的要求。制导武器准备过程中，惯导设备的对准时间是不可忽略的，所以快速对准对于制导武器有着极其重要的战略意义。MEMS惯导由于其精度较低，不能长时间单独工作，因此常与卫星系统进行组合导航，在对准过程中，不仅有卫星导航系统可以提供速度位置等信息，而且载体大多有母惯导也可以提供速度位置姿态等载体运动信息，而这些信息都为MEMS惯导的快速对准提供了参考基准。现有常用对准方法仅使用一种辅助信息，存在对运动状态约束或快速条件下估计值不准确等问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法，能够解决现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法，其中，该方法包括：
利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；
利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；
在所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值输出至主滤波器之前，对所述主滤波器进行时间更新；
利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；
利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。
优选地，利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波、得到第一滤波估计值包括：
建立第一状态方程；
确定第一观测矩阵；
确定第一观测量；
基于所述第一观测矩阵和所述第一观测量对所述第一状态方程进行速度匹配滤波，得到第一滤波估计值。
优选地，建立的所述第一状态方程如下所示：
Figure BDA0002298301870000021
其中，δV为三维速度误差；φv n为速度匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εv b为速度匹配滤波估计的三陀螺零偏，▽b为三加速度计零偏，
Figure BDA0002298301870000022
为载体系到导航系的姿态转换矩阵，[fb×]为三轴加速度计输出构成的反对称阵，
Figure BDA0002298301870000023
为地球自转角速率在导航系下投影，
Figure BDA0002298301870000024
为导航系相对地球系转动角速度在导航系下投影，
Figure BDA0002298301870000031
为导航系相对惯性系转动角速度在导航系下投影；
通过下式确定第一观测矩阵：
Hv＝[03×3 I3×3 03×6]，
其中，Hv为第一观测矩阵；
通过下式确定第一观测量：
Figure BDA0002298301870000032
其中，Zv为第一观测量，Vs为MEMS惯导输出速度，VGNSS为卫星导航系统输出速度，
Figure BDA0002298301870000033
为载体系相对惯性系转动角速度在载体系下投影，rb为卫星导航系统接收天线与MEMS惯导之间杆臂矢量在载体系下投影。
优选地，利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波、得到第二滤波估计值包括：
建立第二状态方程；
确定第二观测矩阵；
确定第二观测量；
基于所述第二观测矩阵和所述第二观测量对所述第二状态方程进行速度匹配滤波，得到第二滤波估计值
优选地，建立的第二状态方程如下所示：
Figure BDA0002298301870000034
其中，φatt n为姿态匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εatt b为姿态匹配滤波估计的三陀螺零偏，μ为MEMS惯导与母惯导之间的安装误差角；
通过下式确定第二观测矩阵：
Figure BDA0002298301870000041
其中，Hatt为第二观测矩阵；
通过下式确定第二观测量：
Figure BDA0002298301870000042
Figure BDA0002298301870000043
其中，Zatt为第二观测量，
Figure BDA0002298301870000044
为MEMS惯导计算的姿态转换矩阵，
Figure BDA0002298301870000045
为母惯导到MEMS惯导的姿态转换矩阵，
Figure BDA0002298301870000046
为导航系到母惯导载体系的姿态转换矩阵。
优选地，通过下式对所述主滤波器进行时间更新：
Figure BDA0002298301870000047
其中，Xm为主滤波器的状态变量，Φm为主滤波器的状态转移矩阵，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Qm为主滤波器的过程噪声方差阵。
优选地，通过下式利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值：
Figure BDA0002298301870000048
其中，
Figure BDA0002298301870000049
为主滤波器融合后的滤波估计值，Xatt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果，Xv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果，Patt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵，Pv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵，Pg为融合后的状态协方差阵。
优选地，该方法还包括：
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态变量进行重置；
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置。
优选地，通过下式对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置：
Figure BDA0002298301870000051
其中，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Pv为第一子滤波器的状态误差协方差阵，Patt为第二子滤波器的状态误差协方差阵，
Figure BDA0002298301870000052
为主滤波器的分配系数，
Figure BDA0002298301870000053
为第一子滤波器的分配系数，
Figure BDA0002298301870000054
为第二子滤波器的分配系数。
优选地，通过下式确定主滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000055
第一子滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000056
第二子滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000057
Figure BDA0002298301870000058
通过上述技术方案，可以利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；可以利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；并且，在所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值输出至主滤波器之前，可以对所述主滤波器进行时间更新，以克服第一滤波估计值和第二滤波估计值的输出时间差来实现二者输出的同步；进而可以利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；并可以利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。由此，可以满足制导武器对准备阶段快速性的需求。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法，其中，该方法包括：
S100，利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；
S102，利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；
S104，在所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值输出至主滤波器之前，对所述主滤波器进行时间更新；
S106，利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；
S108，利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。由此，即完成MEMS惯导快速传递对准。
通过上述技术方案，可以利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；可以利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；并且，在所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值输出至主滤波器之前，可以对所述主滤波器进行时间更新，以克服第一滤波估计值和第二滤波估计值的输出时间差来实现二者输出的同步；进而可以利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；并可以利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。由此，可以满足制导武器对准备阶段快速性的需求。
根据本发明一种实施例，利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波、得到第一滤波估计值包括：
建立第一状态方程；
确定第一观测矩阵；
确定第一观测量；
基于所述第一观测矩阵和所述第一观测量对所述第一状态方程进行速度匹配滤波，得到第一滤波估计值。
根据本发明一种实施例，建立的所述第一状态方程如下所示：
Figure BDA0002298301870000081
其中，δV为三维速度误差；φv n为速度匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εv b为速度匹配滤波估计的三陀螺零偏，▽b为三加速度计零偏，
Figure BDA0002298301870000082
为载体系到导航系的姿态转换矩阵，[fb×]为三轴加速度计输出构成的反对称阵，
Figure BDA0002298301870000083
为地球自转角速率在导航系下投影，
Figure BDA0002298301870000084
为导航系相对地球系转动角速度在导航系下投影，
Figure BDA0002298301870000085
为导航系相对惯性系转动角速度在导航系下投影；
通过下式确定第一观测矩阵：
Hv＝[03×3 I3×3 03×6]，
其中，Hv为第一观测矩阵；
通过下式确定第一观测量：
Figure BDA0002298301870000086
其中，Zv为第一观测量，Vs为MEMS惯导输出速度，VGNSS为卫星导航系统输出速度，
Figure BDA0002298301870000087
为载体系相对惯性系转动角速度在载体系下投影，rb为卫星导航系统接收天线与MEMS惯导之间杆臂矢量在载体系下投影。
根据本发明一种实施例，利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波、得到第二滤波估计值包括：
建立第二状态方程；
确定第二观测矩阵；
确定第二观测量；
基于所述第二观测矩阵和所述第二观测量对所述第二状态方程进行速度匹配滤波，得到第二滤波估计值
根据本发明一种实施例，建立的第二状态方程如下所示：
Figure BDA0002298301870000091
其中，φatt n为姿态匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εatt b为姿态匹配滤波估计的三陀螺零偏，μ为MEMS惯导与母惯导之间的安装误差角；
通过下式确定第二观测矩阵：
Figure BDA0002298301870000092
其中，Hatt为第二观测矩阵；
通过下式确定第二观测量：
Figure BDA0002298301870000093
Figure BDA0002298301870000094
其中，Zatt为第二观测量，
Figure BDA0002298301870000095
为MEMS惯导计算的姿态转换矩阵，
Figure BDA0002298301870000096
为母惯导到MEMS惯导的姿态转换矩阵，
Figure BDA0002298301870000097
为导航系到母惯导载体系的姿态转换矩阵。
根据本发明一种实施例，通过下式对所述主滤波器进行时间更新：
Figure BDA0002298301870000098
其中，Xm为主滤波器的状态变量，Φm为主滤波器的状态转移矩阵，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Qm为主滤波器的过程噪声方差阵。
举例来讲，主滤波器的状态转移矩阵可以通过对状态方程离散化后得到，其中：
状态变量可以选取前述两个子滤波器的公共状态三方向失准角和三方向零偏，即：Xg＝[φn εb]T。
进而状态方程可以为：
Figure BDA0002298301870000101
由此，可以通过对该状态方程进行离散化得到主滤波器的状态转移矩阵。
根据本发明一种实施例，通过下式利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值：
Figure BDA0002298301870000102
其中，Xg为主滤波器融合后的滤波估计值，Xatt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果(即
Figure BDA0002298301870000103
)，Xv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果(即
Figure BDA0002298301870000104
)，Patt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵(例如，可以从第二子滤波器中的协方差阵提取)，Pv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵(例如，可以从第一子滤波器中的协方差阵提取)，Pg为融合后的状态协方差阵。
根据本发明一种实施例，该方法还包括：
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态变量进行重置；
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置。
换言之，在完成一次快速对准后，可以将主滤波器和各子滤波器的状态变量和状态误差协方差阵进行重置，以便进行下一次的快速对准。
在本发明一种实施例中，所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态变量可以直接重置为：
Xatt＝Xv＝Xm＝Xg。
其中，Xv第一子滤波器的状态变量，Xatt第二子滤波器的状态变量，Xm为主滤波器的状态变量。
根据本发明一种实施例，可以通过下式对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置：
Figure BDA0002298301870000111
Figure BDA0002298301870000112
Figure BDA0002298301870000113
其中，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Pv为第一子滤波器的状态误差协方差阵，Patt为第二子滤波器的状态误差协方差阵，
Figure BDA0002298301870000114
为主滤波器的分配系数，
Figure BDA0002298301870000115
为第一子滤波器的分配系数，
Figure BDA0002298301870000116
为第二子滤波器的分配系数。
根据本发明一种实施例，通过下式确定主滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000117
第一子滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000118
第二子滤波器的分配系数
Figure BDA0002298301870000119
Figure BDA00022983018700001110
Figure BDA00022983018700001111
βm＝1-βatt-βv
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种MEMS惯导快速传递对准的计算方法，其特征在于，该方法包括：
利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波，得到第一滤波估计值；
利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波，得到第二滤波估计值；
在所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值输出至主滤波器之前，对所述主滤波器进行时间更新；
利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值；
利用第一滤波估计值和主滤波器融合后的滤波估计值对MEMS惯导进行修正，同时利用母惯导位置数据对MEMS惯导进行装订。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用第一子滤波器根据卫星导航系统输出的速度信息进行卫星通道子系统速度匹配滤波、得到第一滤波估计值包括：
建立第一状态方程；
确定第一观测矩阵；
确定第一观测量；
基于所述第一观测矩阵和所述第一观测量对所述第一状态方程进行速度匹配滤波，得到第一滤波估计值。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
建立的所述第一状态方程如下所示：
Figure FDA0002298301860000021
其中，δV为三维速度误差；φv n为速度匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εv b为速度匹配滤波估计的三陀螺零偏，
Figure FDA0002298301860000022
为三加速度计零偏，
Figure FDA0002298301860000023
为载体系到导航系的姿态转换矩阵，[fb×]为三轴加速度计输出构成的反对称阵，
Figure FDA0002298301860000024
为地球自转角速率在导航系下投影，
Figure FDA0002298301860000025
为导航系相对地球系转动角速度在导航系下投影，
Figure FDA0002298301860000026
为导航系相对惯性系转动角速度在导航系下投影；
通过下式确定第一观测矩阵：
Hv＝[03×3 I3×3 03×6]，
其中，Hv为第一观测矩阵；
通过下式确定第一观测量：
Figure FDA0002298301860000027
其中，Zv为第一观测量，Vs为MEMS惯导输出速度，VGNSS为卫星导航系统输出速度，
Figure FDA0002298301860000028
为载体系相对惯性系转动角速度在载体系下投影，rb为卫星导航系统接收天线与MEMS惯导之间杆臂矢量在载体系下投影。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，利用第二子滤波器根据载体母惯导输出的姿态信息进行母惯导子系统姿态匹配滤波、得到第二滤波估计值包括：
建立第二状态方程；
确定第二观测矩阵；
确定第二观测量；
基于所述第二观测矩阵和所述第二观测量对所述第二状态方程进行速度匹配滤波，得到第二滤波估计值
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
建立的第二状态方程如下所示：
Figure FDA0002298301860000031
其中，φatt n为姿态匹配滤波估计的导航系下MEMS惯导的三方向失准角，εatt b为姿态匹配滤波估计的三陀螺零偏，μ为MEMS惯导与母惯导之间的安装误差角；
通过下式确定第二观测矩阵：
Figure FDA0002298301860000032
其中，Hatt为第二观测矩阵；
通过下式确定第二观测量：
Figure FDA0002298301860000033
Figure FDA0002298301860000034
其中，Zatt为第二观测量，
Figure FDA0002298301860000035
为MEMS惯导计算的姿态转换矩阵，
Figure FDA0002298301860000036
为母惯导到MEMS惯导的姿态转换矩阵，
Figure FDA0002298301860000041
为导航系到母惯导载体系的姿态转换矩阵。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过下式对所述主滤波器进行时间更新：
Figure FDA0002298301860000042
其中，Xm为主滤波器的状态变量，Φm为主滤波器的状态转移矩阵，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Qm为主滤波器的过程噪声方差阵。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过下式利用所述主滤波器对所述第一滤波估计值和所述第二滤波估计值进行融合，得到主滤波器融合后的滤波估计值：
Figure FDA0002298301860000043
其中，
Figure FDA0002298301860000044
为主滤波器融合后的滤波估计值，Xatt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果，Xv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的滤波结果，Patt为第二子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵，Pv为第一子滤波器中与主滤波器中状态相同的部分的状态误差协方差阵，Pg为融合后的状态协方差阵。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，该方法还包括：
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态变量进行重置；
对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，通过下式对所述主滤波器、所述第一子滤波器和所述第二子滤波器的状态误差协方差阵进行重置：
Figure FDA0002298301860000051
其中，Pm为主滤波器的状态误差协方差阵，Pv为第一子滤波器的状态误差协方差阵，Patt为第二子滤波器的状态误差协方差阵，
Figure FDA0002298301860000052
为主滤波器的分配系数，
Figure FDA0002298301860000053
为第一子滤波器的分配系数，
Figure FDA0002298301860000054
为第二子滤波器的分配系数。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，通过下式确定主滤波器的分配系数
Figure FDA0002298301860000055
第一子滤波器的分配系数
Figure FDA0002298301860000056
第二子滤波器的分配系数
Figure FDA0002298301860000057
Figure FDA0002298301860000058
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124903A (zh) * 2021-04-23 2021-07-16 中国电子科技集团公司第二十六研究所 传递对准下基于姿态匹配的最小二乘陀螺零偏快速估计

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101750066A (zh) * 2009-12-31 2010-06-23 中国人民解放军国防科学技术大学 基于卫星定位的sins动基座传递对准方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿系统及其传递对准方法
CN104655152A (zh) * 2015-02-11 2015-05-27 北京航空航天大学 一种基于联邦滤波的机载分布式pos实时传递对准方法
CN105318876A (zh) * 2014-07-09 2016-02-10 北京自动化控制设备研究所 一种惯性里程计组合高精度姿态测量方法
CN108827345A (zh) * 2018-09-11 2018-11-16 西安瀚景电子科技股份有限公司 一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101750066A (zh) * 2009-12-31 2010-06-23 中国人民解放军国防科学技术大学 基于卫星定位的sins动基座传递对准方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿系统及其传递对准方法
CN105318876A (zh) * 2014-07-09 2016-02-10 北京自动化控制设备研究所 一种惯性里程计组合高精度姿态测量方法
CN104655152A (zh) * 2015-02-11 2015-05-27 北京航空航天大学 一种基于联邦滤波的机载分布式pos实时传递对准方法
CN108827345A (zh) * 2018-09-11 2018-11-16 西安瀚景电子科技股份有限公司 一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法

Non-Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JING CAI 等: "An Innovative Polar Rapid Transfer Alignment Aided by Doppler Velocity Log For Marine Vessels", 《2019 EUROPEAN NAVIGATION CONFERENCE (ENC)》 *
JING CAI 等: "An Innovative Polar Rapid Transfer Alignment Aided by Doppler Velocity Log For Marine Vessels", 《2019 EUROPEAN NAVIGATION CONFERENCE (ENC)》, 16 May 2019 (2019-05-16) *
宋丽君 等: "联邦模糊自适应卡尔曼滤波在速度+姿态传递对准中的应用", 《测控技术》 *
宋丽君 等: "联邦模糊自适应卡尔曼滤波在速度+姿态传递对准中的应用", 《测控技术》, 31 May 2013 (2013-05-31) *
陈岱岱: "舰载武器惯导系统传递对准及精度评估方法研究", 《中国优秀硕士学位论文数据库》 *
陈岱岱: "舰载武器惯导系统传递对准及精度评估方法研究", 《中国优秀硕士学位论文数据库》, 15 March 2014 (2014-03-15) *
陈维娜: "机载捷联惯性导航系统高精度快速对准技术研究", 《中国博士学位论文全文数据库》 *
陈维娜: "机载捷联惯性导航系统高精度快速对准技术研究", 《中国博士学位论文全文数据库》, 30 June 2018 (2018-06-30) *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124903A (zh) * 2021-04-23 2021-07-16 中国电子科技集团公司第二十六研究所 传递对准下基于姿态匹配的最小二乘陀螺零偏快速估计

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