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[发明专利]基于矢量描述的导航星集确定方法-CN202110891377.0有效
发明人：踪华;赵欣艺;司文杰;高晓颖;蒋彭龙;王伟 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2021-08-04 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：本发明涉及基于矢量描述的导航星集确定方法：S1、计算观星设备视场轴向在地心惯性系下的矢量u；S2、计算圆形视场边缘起始点的矢量S3、将以矢量u为中轴线，矢量为母线形成的圆锥体底面边缘，作为圆形视场边缘，根据矢量计算原理获得圆形视场边缘各点矢量Vs的描述模型；S4、计算步骤S3获得的圆形视场边缘各点矢量Vs对应的赤经αs、赤纬βs唯一解；S5、根据圆形视场边缘各点矢量Vs对应的赤经αs、赤纬βs唯一解，确定圆形视场边缘各点矢量Vs对应的赤经αs、赤纬βs范围；S6、查询恒星星表，得到赤经、赤纬落入步骤S6确定的圆形视场边缘各点矢量Vs对应的赤经αs、赤纬βs范围内的恒星集合。本发明计算简单，且适应任意给定星敏感器轴向条件的情况。
基于矢量描述导航确定方法

[发明专利]全量模式下基于高精度惯组的MEMS惯组参数的在线估计方法-CN202111423727.7有效
发明人：高晓颖;赵民;赵欣艺;踪华;李冰;魏小丹;王森;王伟;唐海红;丑金玲;郑卓;禹春梅;司文杰;李宇明;裴圣旺;马骉;王秀春 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2021-11-26 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种全量模式下基于高精度惯组的MEMS惯组参数的在线估计方法，包括：构建激光惯组和MEMS惯组的测量模型；根据激光惯组的输出和标定参数计算载体坐标系下的三轴角增量值和视速度增量值；通过累积时间点t之前的三轴角增量值和视速度增量值分别得到的三轴角度和视速度在时间点t的累积值；使用时间点t以及三轴角度在时间点t的累积值作为输入训练三轴角度的神经网络模型；将时间点t以及三轴视速度在时间点t的累积值作为输入训练三轴视速度的神经网络模型；将得到的当前时间点和三轴角度和视速度在当前时间点的累积值分别输入到对应的神经网络模型中在线估计MEMS惯组参数。本发明实现低精度惯组参数的在线估计，提高定位的精度。
模式基于高精度 mems 参数在线估计方法

[发明专利]一种低精度惯组参数估计方法、装置、设备和存储介质-CN202111368156.1有效
发明人：高晓颖;刘继忠;赵欣艺;踪华;李冰;魏小丹;王森;王伟;唐海红;丑金玲;郑卓;禹春梅;司文杰;裴圣旺;马骉;王秀春 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2021-11-18 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种低精度惯组参数估计方法，包括以下步骤：构建激光惯组和MEMS惯组的测量模型；根据激光惯组的输出和标定参数计算载体坐标系下的三轴角增量值和视速度增量值；将n个时间点的所述三轴角增量值和视速度增量值作为MEMS惯组测量模型的输入，基于最小二乘法，建立MEMS惯组量测方程；按时间顺序获取历史数据，进行自适应滑窗；将滑窗取得历史数据带入所述量测方程得到对应的量测矩阵；计算量测矩阵的线性度；当线性度满足阈值后，通过最小二乘法，利用滑窗取得历史数据估计MEMS惯组的参数。本发明实现低精度惯组参数的在线估计，提高定位的精度。
一种精度参数估计方法装置设备存储介质

[发明专利]一种基于降维星表的自主星图识别方法-CN201911058244.4有效
发明人：踪华;李冰;翟雯婧;姬晓琴 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2019-11-01 - 公布日： 2021-07-09 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：一种基于降维星表的自主星图识别方法，通过建立观测星特征向量，建立星表匹配星表，将观测星o的特征向量与导航星特征向量一一进行比较，特征向量中的元素匹配成功的数量最多且大于一定的门限的导航星特征即作为成功的匹配。若匹配失败，则选取距离观测星o次近邻星为星间几何角度计算基准，重新获得观测星的特征向量，再与星表中的特征向量匹配。
一种基于降维星表自主星图识别方法

[发明专利]一种提高地球敏感器体地心矢量精度的方法-CN201710008041.9有效
发明人：踪华;翟雯婧;杜华军;姬晓琴 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2017-01-05 - 公布日： 2019-05-28 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种提高地球敏感器体地心矢量精度的方法，包括步骤有：步骤(1)定义B坐标系，使B坐标系方向与地球敏感器体坐标系方向相同，B坐标系的坐标原点与地心惯性系相同；步骤(2)将天文导航的位置矢量和惯性导航的位置矢量均转化到某一时刻的B坐标系下；步骤(3)将B坐标系的惯性导航位置增量与所述天文导航的位置增量做差，计算得到地心矢量偏差估计值；步骤(4)补偿地心矢量偏差估计值，得到补偿后的天文导航的位置矢量。本发明利用惯性导航信息，通过地球敏感器体地心矢量偏差的在线估计与补偿，降低了对地球敏感器体测量精度和地球模型的要求，提高了地球敏感器体的位置精度。
一种提高地球敏感地心矢量精度方法

[发明专利]基于深度学习的陆标数据库制备方法-CN201811445955.2在审
发明人：踪华;周志强;姬晓琴;高晓颖;柳嘉润;杨业 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2018-11-29 - 公布日： 2019-04-12 - 主分类号： G06K9/62 文献下载
摘要：基于深度学习的陆标数据库制备方法，首先确定基本数据源，然后根据大气辐射、天气、光照，对基本数据源进行图像数据扩充与仿真建模，并筛选特征稳定的备选陆标，最后制备陆标特征数据库，其中，一级特征由深度卷积神经网络提取，二级特征由SIFT算法提取，并将每一图像中心与对应的位置坐标相关联。
制备基本数据数据库卷积神经网络特征数据库大气辐射仿真建模图像数据图像中心位置坐标备选光照筛选关联学习天气

[发明专利]基于深度学习的陆标信息提取与匹配方法-CN201811447529.2在审
发明人：踪华;高晓颖;姬晓琴;柳嘉润;蒋彭龙;魏小丹 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2018-11-29 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： G06K9/00 文献下载
摘要：基于深度学习的陆标信息提取与匹配方法，首先利用卷积神经网络技术提取陆标特征，然后进行陆标特征快速检索陆标信息数据库，最后进行地标图像精细匹配。本发明克服现有技术的不足，提供了基于深度学习的陆标信息提取与匹配方法，基于深度学习的陆标信息提取与匹配技术，解决了陆标识别的智能性、快速性，具有很好的使用价值。
信息提取匹配学习卷积神经网络信息数据库地标图像快速检索匹配技术快速性智能性精细

[发明专利]一种在轨飞行器自主导航系统-CN201410106004.8有效
发明人：姬晓琴;刘准;冯路明;踪华;聂琦;杜华军;严志刚;李磊 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-03-20 - 公布日： 2014-06-18 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：一种在轨飞行器自主导航系统，由捷联惯组、卫星接收机、大视场星敏感器、紫外敏感器、计算机组成（简写为惯性+卫星+星光+紫外+计算机），当飞行器处于中低地球轨道时，采用惯性+卫星+星光组合导航系统，紫外为定位定姿的备份设备；当飞行器处于高地球轨道时，采用惯性+紫外+星光组合导航系统，克服了现有卫星接收机在高轨时定位精度变差或不能定位的问题。该自主导航系统不依赖于地面测控站，解决了航天器进行多星部署任务时面临的长时间在轨的自主导航需求，实现了低中高轨的高精度自主导航。该技术可应用于航天器的在轨服务、多星部署的自主导航方面。
一种飞行器自主导航系统

[发明专利]一种火箭橇试验外测数据融合方法-CN201310355949.9有效
发明人：魏宗康;段宇鹏;刘璠;刘建波;踪华;陈东生 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2013-08-15 - 公布日： 2013-11-27 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭橇试验外测数据融合方法，本发明综合了雷达系统的测速精度、遮光板系统的位置精度和差分GPS的定位、测速精度，弥补了水刹车段数据丢失的现象，使外测数据更加完整，实现对火箭橇试验的全程覆盖，数据融合的同时完成了雷达、遮光板以及差分GPS系统的时间同步问题，整个融合方法得到的数据都具有该阶段最高的精度水平，该方法相对以往采用单一外测手段进行误差分离或者功能评判，数据融合方法提供了更多数据点，改善了以往采用单一外测手段进行误差分离的状况，使精度分析更加准确，为惯性测量装置误差模型的高阶项分离提供依据。
一种火箭试验数据融合方法

[发明专利]一种自主星图识别方法-CN201310263229.X有效
发明人：踪华;高晓颖;姬晓琴;张春侠;杜华军;林玉野;刘秀娟;刘准;严志刚;马相亮;杜诚谦;高磊 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2013-06-27 - 公布日： 2013-10-02 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种自主星图识别方法，给出了观测星模式建立方法，将星点坐标引入了星的模式，并用同样的方法建立导航星模式数据库；并提出了一种模式匹配的方法，首先判断模式一是否匹配，在模式一匹配成功的条件下，再判断模式二是否匹配……，这种逐次判断的方法提高了识别的速度，而在模式三，也就是标准坐标匹配时，引入匹配门限，根据星敏感器的使用精度，可以方便的调整该门限值的大小，不影响需要的存储空间和处理时间，便于工程应用。
一种自主星图识别方法

[发明专利]一种火箭橇试验测速光电组件-CN201310210217.0无效
发明人：段宇鹏;魏宗康;刘璠;刘建波;踪华;陈东生 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2013-05-30 - 公布日： 2013-09-11 - 主分类号： G01P3/68 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭橇试验测速光电组件，本发明光电发射端设计灵活，采用可变电阻，可以对发射端的激光发射频率以及激光发射强度进行调节，以适应不同的工作环境；其接收端的处理电路也可以根据不同的环境进行选择匹配，具有更广泛的应用。不受限于零时同步和时间统一系统的制约和限制，只需要知道遮光板给光电组件产生阻断信号的时间即可，计算方法简单可靠，省去了由于设备繁多造成的可靠性问题；相对雷达等昂贵设备动辄上千万的价格相比，具有制造成本低廉，性能可靠等优点，在试验条件不变的前提下，节省了试验准备时间、节省了试验费用、人力物力，保证了试验的可靠性和连贯性。
一种火箭试验测速光电组件

[发明专利]一种火箭橇试验测速方法-CN201310208593.6有效
发明人：魏宗康;段宇鹏;刘璠;刘建波;踪华;陈东生 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2013-05-30 - 公布日： 2013-09-04 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭橇试验测速方法，该方法是在火箭橇试验的橇体上安装间距精确已知的两套光电组件，当橇体运动并通过轨道边上预置的挡光板时，会给前光电组件一个阻断信号，然后再给后光电组件一个阻断信号，两套光电组件通过数据记录装置，可以分别记录下阻断信号沿的时间，利用已知的光电组件的间距除以阻断信号沿的时间差，就可以得到橇体的运动速度。该方法不但成本低廉、制造周期短、容易实现，而且为火箭橇试验提供了一种可以精确测量橇体运动速度的外测手段，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，同时并保证了试验的可靠性和稳定性。
一种火箭试验测速方法

[发明专利]一种利用GPS伪距信息进行空间定位的方法-CN201210241986.2无效
发明人：魏宗康;段宇鹏;夏刚;张晓玲;踪华;刘建波;刘生炳 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2012-07-13 - 公布日： 2012-10-24 - 主分类号： G01S19/42 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用GPS伪距信息进行空间定位的方法，该方法应用GPS伪距解算原理方程，通过平方运算后两两做差，整理成最小二乘形式后，将地球坐标系中的用户坐标(x，y，z)表示为时钟差δt的函数，并将其代回到一个伪距方程，整理成关于δt的一元二次方程，通过求解一元二次方程并舍去不合理解后，即可得到被定位位置的坐标(x，y，z)，从而实现空间定位。该方法相比现有的工程迭代方法具备简单、快速、准确的特点，在没有忽略误差项的基础上，简化了求解步骤，节省了解算时间，为GPS接收机的改进和北斗导航系统提供了一种可参考的简单快捷的空间定位方法。
一种利用 gps 信息进行空间定位方法

[发明专利]一种惯性测量装置火箭橇试验测量方法-CN201210219170.X有效
发明人：夏刚;魏宗康;刘建波;杨子江;段宇鹏;敏跃军;张娜;踪华;刘生炳 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2012-06-20 - 公布日： 2012-10-17 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种惯性测量装置火箭橇试验测量方法，采用振动传感器、遮光板光电组件和雷达测量系统等外测手段对惯性测量装置火箭撬试验进行测量，相比以前只采用单一外测相比提供了更多的外测手段，保证了试验测量数据的冗余度；通过采用合理的信息数据处理方法使不同测量系统的测量数据进行对比，提高了试验测量数据的有效性和置信度，为评价惯性测量装置在火箭橇试验条件下的功能和性能提供了依据。
一种惯性测量装置火箭试验测量方法

[发明专利]基于9km轨道的惯性测量装置火箭橇过载试验方法-CN201210219169.7有效
发明人：魏宗康;段宇鹏;刘建波;陈东生;踪华;刘生炳 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2012-06-20 - 公布日： 2012-10-17 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于9km轨道的惯性测量装置火箭橇过载试验方法，该方法在一次试验过程中提供三次丰富的正、负向过载，在每一次交变过程中，试验开始由发动机点火提供航向过载，产生航向正向加速度，即主动段；当发动机停止工作，火箭橇受到轨道的摩擦阻力和空气阻力，产生航向负向加速度，即自由滑行段；当进入水刹车区域时，火箭橇受到轨道和空气的阻力，同时还受到更大的水刹车力，产生更大的航向负向加速度，使橇体减速并安全回收，为验证惯性测量装置的大动态性能提供了依据，在试验设备不变的前提下，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，保证了试验的有效性和连贯性。
基于 km 轨道惯性测量装置火箭过载试验方法

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