CN117405109A - 基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 - Google Patents
基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117405109A CN117405109A CN202311725437.7A CN202311725437A CN117405109A CN 117405109 A CN117405109 A CN 117405109A CN 202311725437 A CN202311725437 A CN 202311725437A CN 117405109 A CN117405109 A CN 117405109A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- inertial navigation
- quaternion
- navigation system
- voting
- spherical linear
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 79
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims abstract description 43
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000036544 posture Effects 0.000 claims description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 12
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 abstract description 5
- 238000010606 normalization Methods 0.000 abstract description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 5
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000007499 fusion processing Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000035772 mutation Effects 0.000 description 1
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 1
- 238000005295 random walk Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C1/00—Measuring angles
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明提供基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,根据三套惯导***输出的姿态四元数计算两两之间的误差四元数,并将误差四元数转换为旋转向量,通过球面线性加权混合处理获得旋转向量距离,从而完成故障表决和最优姿态混合。本发明根据四元数球面线性加权解析求解旋转向量距离,通过一次计算即可完成姿态故障表决和加权混合,无需分为俯仰角、横滚角和航向角三次进行,且不存在奇异点,无需进行角度规范化处理,方法简单,实用性强。
Description
技术领域
本发明涉及测量测试技术领域,具体涉及基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法。
背景技术
为了保障飞行安全并确保任务成功,大型民用客机和重要飞行器一般都配备了冗余的惯性导航***,如空客A320和播音747均采用三套惯导***平行安装的冗余配置方案。如何利用三套冗余惯导***为飞行器提供准确可靠的姿态、速度和位置信息,并及时检测和隔离故障惯导***,是导航管理需要解决的关键问题。
文献“民机导航***,上海交通大学出版社,2015,第一版,p298”给出了一种适用于三套同等精度惯导***信息加权混合的解析方法。该方法针对三套平行安装惯导***输出的纯惯性位置信息,分别按经度和纬度信息进行加权混合,以另外两套***之间的位置误差作为本套***的权重系数,获得最佳混合位置信息并进行故障隔离。除位置信息外,姿态也是保障飞行安全的重要导航信息,但该方法未对三套惯导***的姿态信息进行融合处理。若直接采用该方法对姿态角进行融合,需按照俯仰角、横滚角和航向角分三次进行角度混合和故障检测,计算过程中还必须频繁进行复杂的角度规范化处理,较为复杂和繁琐。
因此,需要一种三套惯导***姿态的加权混合处理方法。
发明内容
本发明是为了解决三套惯导***姿态信息的混合和故障检测问题,提供基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,根据三套惯导***输出的姿态四元数计算两两之间的误差四元数,并将误差四元数转换为旋转向量,通过球面线性加权混合处理获得旋转向量距离,从而完成故障表决和最优姿态混合。本发明根据四元数球面线性加权解析求解旋转向量距离,通过一次计算即可完成姿态故障表决和加权混合,无需分为俯仰角、横滚角和航向角三次进行,且不存在奇异点,无需进行角度规范化处理,方法简单,实用性强。
本发明提供一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,包括以下步骤:
S1、三套惯导***分别输出姿态四元数、/>和/>,通过四元数乘法得到两两姿态四元数之间的误差四元数/>,/>为第/>套惯导***和第/>套惯导***之间的误差四元数,i,j均为≤3的自然数;
S2、将误差四元数转换为旋转向量/>;
S3、通过球面线性加权混合处理得到第套惯导***的加权偏差向量/>;
S4、设置表决阈值,比较加权偏差向量/>的模值/>、/>和/>与表决阈值/>或表决阈值/>的K倍的大小,判断第i套惯导***是否存在姿态故障;
S5、当三套惯导***均无故障时,根据第1套惯导***的加权偏差向量得到混合最优四元数/>,混合最优四元数/>用于对外输出载体姿态信息,一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法完成。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,
步骤S1中,
;
;
;
其中,、/>和/>分别为第1、2、3套惯导***输出的姿态四元数, />为/>的共轭四元数,符号/>为四元数乘法。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,
步骤S2中,
;
;
;
其中,,/>,/>,/>为误差四元数/>的第1个元素,/>为/>的第2~4个元素。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,
步骤S3中,
;
;
;
其中为第/>套惯导***输出姿态四元数对应的加权偏差向量,/>为三维列向量,为/>的模值。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,
步骤S4中,
当,/>且/>,则判定第3套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定第2套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定第1套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定3套惯导***均正常;
当,/>且/>,或者/>,/>且/>,或者,/>且/>,或者/>,/>且/>,或者/>,且/>,或者/>,/>且/>,则无法判定第i套惯导***故障,从而判定3套惯导***均正常,进入步骤S5。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,为常数,K为0.5。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,当步骤S4未发现三套惯导***中任意一套***有故障时进入步骤S5。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,当判定第i套惯导***故障时,隔离故障的惯导***,将未发生故障的惯导***分别做主从备份;当主从备份惯导***相差较大时,进行报警。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,步骤S5中,混合最优四元数为:
;
其中,为四元数。
本发明所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,作为优选方式,
;
其中,四元数为4维列向量,/>为四元数标量,/>为四元数的3维向量。
高端飞行器安装三套惯导***有两方面作用:一是冗余备份,可以检测并隔离其中一套惯导***的故障,提高可靠性;二是当三套惯导***均正常时,通过加权混合可以得到比单套***性能更优也更可靠的导航信息。
现有三套惯导***位置经度和纬度的加权混合方法仅能针对经度和纬度,直接应用于姿态的缺点是:(1)需按照俯仰角、横滚角和航向角分三次进行角度混合和故障检测;(2)计算过程中还必须频繁进行复杂的角度规范化处理,较为复杂和繁琐;(3)无法直接应用于姿态四元数,没有物理意义。
本发明在加权混合原理基础上,采用姿态四元数进行推导,通过误差四元数旋转向量代表加权混合位置计算中的距离差值/>(L1、L2、L3分别代表第1、2、3套惯导***测出的即时纬度),从而推导出来的姿态加权混合方法,只需一次混合计算即可完成,不必分为俯仰、横滚和航向进行三次混合。
本发明根据三套惯导***输出的姿态四元数计算两两之间的误差四元数,并将偏差四元数转换为旋转向量,以该旋转向量作为两个四元数之间的偏差,从而根据加权混合原理进行推导。由于直接计算混合最优四元数需要进行四元数的加减,过程非常复杂,因此先通过球面线性加权混合处理获得各套惯导***四元数的加权偏差向量,经故障表决后再进行加权混合。相当于在现有技术的加权混合技术中,先计算误差,/>,,然后再得到混合纬度/>。
本发明具有以下优点:
本发明根据三套惯导***输出的姿态四元数计算两两之间的误差四元数,并将误差四元数转换为旋转向量,通过球面线性加权混合处理获得旋转向量距离,从而完成故障表决和最优姿态混合。该方法根据四元数球面线性加权解析求解旋转向量距离,通过一次计算即可完成姿态故障表决和加权混合,无需分为俯仰角、横滚角和航向角三次进行,且不存在奇异点,无需进行角度规范化处理,方法简单,实用性强。
附图说明
图1为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法的流程图;
图2为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法的原理示意图;
图3a为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例俯仰角仿真轨迹图;
图3b为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例横滚角仿真轨迹图;
图3c为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例航向角仿真轨迹图;
图4a为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的第一套惯导***四元数与混合四元数之间的旋转向量距离模值关系图;
图4b为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的第二套惯导***四元数与混合四元数之间的旋转向量距离模值关系图;
图4c为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的第三套惯导***四元数与混合四元数之间的旋转向量距离模值关系图;
图5a为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的单套惯导东向平台失准角和混合四元数平台失准角示意图;
图5b为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的单套惯导北向平台失准角和混合四元数平台失准角示意图;
图5c为基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法实施例输出的单套惯导天向平台失准角和混合四元数平台失准角示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。
实施例
如图1、2所示,一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,包括以下步骤:
步骤1:参照图2中的、/>和/>,根据三套惯导***输出的姿态四元数,计算两两之间的误差四元数;
; (1)
; (2)
; (3)
其中,、/>和/>分别为第1、2、3套惯导***输出的姿态四元数,/>表示取/>的共轭四元数,/>表示第/>套和第/>套惯导***之间的误差四元数,符号/>表示四元数乘法。
步骤2:参照图2中的、/>和/>,将误差四元数转换为旋转向量;
; (4)
; (5)
; (6)
其中,,/>,/>,/>表示取误差四元数/>的第1个元素,/>表示取/>的第2~4个元素。
步骤3:计算三套惯导***输出姿态四元数的加权偏差向量
; (7)
; (8)
; (9)
其中符号表示计算向量/>模值,/>为3维列向量,表示第/>套惯导***输出姿态四元数对应的加权偏差向量。
步骤4:计算加权偏差向量的模值、/>和/>,设置表决阈值/>,比如取/>=1°,判断是否其中一套惯导***存在姿态故障并进行隔离:
(1)当,/>且/>,则判定第3套惯导***故障;
(2)当,/>且/>,则判定第2套惯导***故障;
(3)当,/>且/>,则判定第1套惯导***故障;
(4)当,/>且/>,则判定3套惯导***正常;
(5)其余情形无法判断单套***故障,只能判定三套惯导***均无故障。
步骤5:针对步骤4中的第(4)和(5)种情形,在判断三套惯导***均无故障时,则根据旋转向量距离计算混合最优四元数,为控制***提供比单套惯导***更准确可靠的姿态信息。
根据旋转向量距离构造四元数/>:
; (10)
式中,四元数为4维列向量,/>为四元数标量部分,/>为四元数的3维向量部分。
计算混合最优四元数:
(11)
下面通过仿真试验对本发明的具体实施方式和实施效果做进一步说明。
仿真条件设置如下:设置三套惯导***平行安装且精度相当,陀螺零偏均方差为0.01°/h,随机游走噪声为0.001°/√h,数据采样周期为10ms;载体初始俯仰角、横滚角和航向角理论值为[0°; 0°; 0°],各惯导***的初始姿态角通过静基座对准获得;对准结束后,载体以3°/s的角速率分别沿俯仰轴、滚转轴和航向轴转动180°,转动时间共计180s。
图3a~3c为本发明技术实施例提供的仿真姿态轨迹。图中俯仰角、横滚角和航向角分别以3°/s的角速率沿俯仰轴、滚转轴和航向轴转动180°,总计时间为180s。
图4a~4c为本发明技术实施例输出的三套惯导***四元数与混合四元数之间的旋转向量距离模值。从图中可以看出,第2套惯导***的误差模值略大于第1、3套惯导***,通过该距离模值的计算即可完成故障表决和隔离。
图5a~5c为本发明技术实施例输出的单套惯导东北天方向的平台失准角和混合四元数平台失准角。从图中可以看出,混合四元数的平台失准角曲线光滑无突变,且总是靠***台失准角相近的两套惯导***,符合最优加权的混合思路。
实施例效果表明,本发明技术根据四元数球面线性加权解析求解旋转向量距离,仅通过一次计算即可完成姿态表决和加权混合,能够在全姿态范围内正常工作,不存在奇异点,方法简单,实用性强。
以上所述,仅为本发明较佳的具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变,都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:包括以下步骤:
S1、三套惯导***分别输出姿态四元数、/>和/>,通过四元数乘法得到两两姿态四元数之间的误差四元数/>,/>为第/>套惯导***和第/>套惯导***之间的误差四元数,i,j均为≤3的自然数;
S2、将误差四元数转换为旋转向量/>;
S3、通过球面线性加权混合处理得到第套惯导***输出姿态四元数对应的加权偏差向量/>;
S4、设置表决阈值,比较加权偏差向量/>的模值/>、/>和/>与所述表决阈值/>或所述表决阈值/>的K倍的大小,判断第i套惯导***是否存在姿态故障;
S5、当三套惯导***均无故障时,根据第1套惯导***的加权偏差向量得到混合最优四元数/>,所述混合最优四元数/>用于对外输出载体姿态信息,一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法完成。
2.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:
步骤S1中,
;
;
;
其中,、/>和/>分别为第1、2、3套惯导***输出的姿态四元数, />为/>的共轭四元数,符号/>为四元数乘法。
3.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:步骤S2中,
;
;
;
其中,,/>,/>,/>为误差四元数的第1个元素,/>为/>的第2~4个元素。
4.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:步骤S3中,
;
;
;
其中为三维列向量,/>为/>的模值。
5.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:步骤S4中,
当,/>且/>,则判定第3套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定第2套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定第1套惯导***故障;
当,/>且/>,则判定3套惯导***均正常。
6.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:为常数,K为0.5。
7.根据权利要求5所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:三套惯导***均无故障时进入步骤S5。
8.根据权利要求5所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:当判定第i套惯导***故障时,隔离故障的惯导***,将未发生故障的惯导***分别做主从备份。
9.根据权利要求1所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:步骤S5中,所述混合最优四元数为:
;
其中,为四元数。
10.根据权利要求9所述的一种基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法,其特征在于:
;
其中,四元数为4维列向量,/>为四元数标量,/>为四元数的3维向量。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202311725437.7A CN117405109B (zh) | 2023-12-15 | 2023-12-15 | 基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202311725437.7A CN117405109B (zh) | 2023-12-15 | 2023-12-15 | 基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN117405109A true CN117405109A (zh) | 2024-01-16 |
CN117405109B CN117405109B (zh) | 2024-04-16 |
Family
ID=89487532
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202311725437.7A Active CN117405109B (zh) | 2023-12-15 | 2023-12-15 | 基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN117405109B (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117606474A (zh) * | 2024-01-24 | 2024-02-27 | 北京神导科技股份有限公司 | 基于四元数二阶插值的惯性天文组合导航时间同步方法 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6219616B1 (en) * | 1998-04-23 | 2001-04-17 | Litton Systems Inc. | Method and apparatus for obtaining attitude updates in a strapdown inertial navigation system |
JP2015148497A (ja) * | 2014-02-06 | 2015-08-20 | マグネデザイン株式会社 | 磁気型ジャイロスコープおよび三次元方位計 |
CN108036785A (zh) * | 2017-11-24 | 2018-05-15 | 浙江大学 | 一种基于直接法与惯导融合的飞行器位姿估计方法 |
CN108520571A (zh) * | 2018-04-10 | 2018-09-11 | 陈重奋 | 利用加速度计判断车辆行驶状态的算法和装置 |
CN113686333A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-23 | 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 | 一种针对雷达阵面旋转的捷联惯导全姿态表示方法 |
CN114777762A (zh) * | 2022-06-21 | 2022-07-22 | 北京神导科技股份有限公司 | 一种基于贝叶斯nas的惯性导航方法 |
CN116164773A (zh) * | 2022-09-06 | 2023-05-26 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于载体系四元数姿态误差的李群捷联惯导误差模型 |
-
2023
- 2023-12-15 CN CN202311725437.7A patent/CN117405109B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6219616B1 (en) * | 1998-04-23 | 2001-04-17 | Litton Systems Inc. | Method and apparatus for obtaining attitude updates in a strapdown inertial navigation system |
JP2015148497A (ja) * | 2014-02-06 | 2015-08-20 | マグネデザイン株式会社 | 磁気型ジャイロスコープおよび三次元方位計 |
CN108036785A (zh) * | 2017-11-24 | 2018-05-15 | 浙江大学 | 一种基于直接法与惯导融合的飞行器位姿估计方法 |
CN108520571A (zh) * | 2018-04-10 | 2018-09-11 | 陈重奋 | 利用加速度计判断车辆行驶状态的算法和装置 |
CN113686333A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-23 | 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 | 一种针对雷达阵面旋转的捷联惯导全姿态表示方法 |
CN114777762A (zh) * | 2022-06-21 | 2022-07-22 | 北京神导科技股份有限公司 | 一种基于贝叶斯nas的惯性导航方法 |
CN116164773A (zh) * | 2022-09-06 | 2023-05-26 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于载体系四元数姿态误差的李群捷联惯导误差模型 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
吴军等: "高精度捷联惯导姿态更新优化算法研究", 电子测量技术, no. 02, 15 February 2010 (2010-02-15) * |
张红梅等: "UKF在基于修正罗德里格参数的飞行器姿态确定中的应用", 宇航学报, no. 02, 30 March 2005 (2005-03-30) * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117606474A (zh) * | 2024-01-24 | 2024-02-27 | 北京神导科技股份有限公司 | 基于四元数二阶插值的惯性天文组合导航时间同步方法 |
CN117606474B (zh) * | 2024-01-24 | 2024-03-29 | 北京神导科技股份有限公司 | 基于四元数二阶插值的惯性天文组合导航时间同步方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN117405109B (zh) | 2024-04-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN117405109B (zh) | 基于四元数球面线性加权的三套惯导***姿态表决方法 | |
CN102175266B (zh) | 一种运动体陀螺惯性组件的故障诊断方法 | |
Youn et al. | Accelerometer fault-tolerant model-aided state estimation for high-altitude long-endurance UAV | |
CN110196049A (zh) | 一种动态环境下四陀螺冗余式捷联惯导***硬故障检测与隔离方法 | |
CN107421534A (zh) | 一种冗余式捷联惯导***多故障隔离方法 | |
CN102176159A (zh) | 一种基于状态观测器和等价空间的卫星姿控***故障诊断装置及方法 | |
CN103676941A (zh) | 基于运动学和动力学模型的卫星控制***故障诊断方法 | |
CN103344872B (zh) | 一种星敏安装极性的测试方法 | |
CN108592946A (zh) | 一种基于两套旋转惯导冗余配置下的惯性器件漂移在线监控方法 | |
CN113311803A (zh) | 一种基于核主元分析的在轨航天器飞轮故障检测方法 | |
CN102927995A (zh) | 一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法 | |
CN106767925A (zh) | 带双轴转位机构的惯导***三位置参数辨识对准方法 | |
CN112556724A (zh) | 动态环境下的微型飞行器低成本导航***初始粗对准方法 | |
Hall et al. | In-flight parity vector compensation for FDI | |
CN111141286A (zh) | 一种无人机飞控多传感器姿态置信解算方法 | |
CN105973237B (zh) | 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法 | |
CN112179347B (zh) | 一种基于光谱红移误差观测方程的组合导航方法 | |
CN112945229A (zh) | 一种双十表惯组主从冗余方法 | |
Bao et al. | Aerodynamic model/INS/GPS failure-tolerant navigation method for multirotor UAVs based on federated Kalman Filter | |
CN117031983A (zh) | 一种卫星姿轨控设备数据故障仿真验证方法及*** | |
Xu et al. | A Novel Fault Detection and Isolation Technology for Redundant Inertial Measurement Unit | |
CN111649738B (zh) | 微重力场下的加速度计初始姿态解算方法 | |
CN112629521A (zh) | 一种旋翼飞行器双冗余组合的导航***建模方法 | |
Sun et al. | A gnss/imu-based 5-hole pitot tube calibration algorithm | |
CN112945277A (zh) | 一种在陀螺双五表配置下的故障判别方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
CB03 | Change of inventor or designer information | ||
CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Fu Bo Inventor after: Qiu Baoliang Inventor after: Liu Jian Inventor after: Guo Xiaoli Inventor after: Chen Le Inventor before: Fu Bo Inventor before: Qiu Baoliang Inventor before: Liu Jian Inventor before: Guo Xiaoli Inventor before: Chen Le |
|
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |