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[发明专利]一种阻尼减振器及自吸振机械抖动激光陀螺惯性测量单元-CN202211582445.6在审
发明人： 袁保伦;汪之国;罗晖;王林;王国臣;刘贱平;于旭东;魏国 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-12-09 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F16F7/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种阻尼减振器及自吸振机械抖动激光陀螺惯性测量单元，阻尼减振器包括腔体座、谐振机构与密封盖；密封盖可拆卸地连接在腔体座上，且腔体座与密封盖之间围成封闭的谐振腔；谐振机构设在谐振腔内，且谐振机构的一端与腔体座可拆卸地相连，另一端与密封盖之间存在间隙，以通过谐振机构的角振动谐振产生动力吸振效应；谐振机构与谐振腔的腔壁之间填充有阻尼油，以通过阻尼油产生角振动阻尼效果。本发明应用于激光陀螺惯性导航领域，对激光陀螺惯导系统减振降噪的同时不会对其带来额外的不利影响，最终能提升激光陀螺惯导系统的性能，同时拓宽激光陀螺惯导系统的应用场景。
一种阻尼减振器机械抖动激光陀螺惯性测量单元

[发明专利]一种航天器用姿态测量方法-CN202310181035.9在审
发明人：王国臣;罗晖;袁保伦;张斌;刘贱平;赵洪常;谭中奇;樊振方;高春峰;李佳奇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-02-28 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明属于姿态测量技术领域，涉及一种惯性与星敏感器组合姿态测量方法，尤其涉及一种航天器用姿态测量方法。该方法包括：第一步，建立坐标系，并标定坐标系间的关系矩阵；第二步，标定出所述三个激光陀螺的零偏均值；第三步，对所述陀螺组件的输出和所述星敏感器组件的输出分别进行采样；第四步，计算待测航天器在所述采样时间T内的转动角度；第五步，获取待测航天器的第一姿态矩阵第六步，获取待测航天器的第二姿态矩阵第七步，对所述陀螺组件的误差进行估算和校正；第八步，获取待测航天器的实时姿态数据。本发明可以为航天器提供高精度高带宽高实时性的姿态测量信息，为航天器实现高精度对地观测和几何定位提供技术支撑。
一种航天器用姿态测量方法

[发明专利]一种航天器用微角振动测量方法-CN202310018944.0在审
发明人：王国臣;罗晖;谭中奇;张斌;袁保伦;刘贱平;赵洪常;樊振方;高春峰;李佳奇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-01-06 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G01H9/00 文献下载
摘要：本发明属于精密测量技术领域，涉及一种航天器用微角振动测量方法。该方法包括：第一步，标定陀螺组件及其坐标系与基准镜坐标系的关系矩阵Sg；第二步，标定所述基准镜坐标系和待测航天器坐标系的关系矩阵Sb；第三步，对所述陀螺组件的输出进行采样；第四步，计算待测航天器的转动角度；第五步，获取待测航天器的微角振动时域信息；第六步，获取待测航天器的微角振动频域信息。本发明提供的一种采用空间四频激光陀螺为核心的高频高精度微角振动测量方法，能够满足航天器微振动测量等方面的迫切需求，并最终显著提升航天器的对地观测能力和水平。
一种航天器用振动测量方法

[发明专利]一种捷联惯导与卫导的多线程回溯式组合导航方法-CN202310024326.7有效
发明人： 袁保伦;罗晖;吴伟;胡绍民;张斌;周健;谢元平;廖志坤 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-04-14 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种捷联惯导与卫导的多线程回溯式组合导航方法，包括：在实时导航线程，基于惯导数据进行惯性导航的位置、速度、姿态更新计算，并将计算得到导航信息实时输出；在回溯导航线程，基于惯导数据、卫导数据与实时导航线程的状态数据进行周期性的回溯导航计算与回溯卡尔曼滤波计算，并在每个回溯解算周期结束后基于回溯结果对实时导航线程中对应的状态参量和/或误差参量进行校正。本发明应用于导航领域，在解决组合导航中滤波估算周期中断、误差校正周期较长等问题的同时，提升组合导航系统对误差的动态跟踪能力及组合导航精度，同时提升系统从组合导航状态切换到纯惯性导航状态后的长期导航精度。
一种捷联惯导多线程回溯组合导航方法

[发明专利]一种基于三轴旋转式惯导系统的导航方法及导航系统-CN202211569096.4有效
发明人： 袁保伦;高春峰;罗晖;谭中奇;王国臣;王林;樊振方;张鹏飞 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-12-08 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于三轴旋转式惯导系统的导航方法及导航系统，用于解决现有系统中由于旋转调制引起的系统输出姿态波动问题。通过在三轴旋转式惯导系统的外环转动框架上安装辅助惯性测量单元，然后以内环转动框架上的主惯性测量单元解算出的位置、速度、姿态信息作为观测值，对辅助惯性测量单元的导航误差进行实时卡尔曼滤波最优估算，并在旋转调制周期的整数倍时对辅助惯性测量单元的误差进行定期校正，最后以辅助惯性测量单元导航计算的载体姿态角作为导航系统的姿态输出，从而实现对旋转调制引起的姿态波动抑制。本发明可以有效提高旋转惯导系统姿态精度，能够满足多种应用场合对三轴旋转式惯导系统的高稳定性或高精度姿态需求。
一种基于旋转式惯导系统导航方法导航系统

[实用新型]一种基于TEC的加速度计组件一体化精密温控装置-CN202223110901.5有效
发明人：魏国;高春峰;邓斌;杨泽坤;罗晖;于旭东;王林;袁保伦;周文健;刘万青 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-11-22 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： G05D23/20 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种基于TEC的加速度计组件一体化精密温控装置，属于惯性导航技术领域；该装置能满足惯性导航系统工作精度的简单、实用、高效的要求，采用多通道双向温控与传统物理保温相结合的技术方案，多通道数字温控模块依据多个温度传感器采集的温度信息，驱动不同的半导体制冷器双向独立输出，维持每个加速度计的温度恒定均匀，实现双向自主控温，显著提升了温控稳定速率，为加速度计组件提供一个良好的工作环境，减小漂移，提高惯导系统的工作性能与输出精度；在实际工程应用中，本实用新型具有功耗低、结构紧凑、集成度高、精度高、拆装维护方便等优点，能够加快温度稳定效率，提升温度控制效果。
一种基于 tec 加速度计组件一体化精密温控装置

[发明专利]一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法-CN202110502705.3有效
发明人：王林;张永健;魏国;高春峰;罗晖;袁保伦;于旭东;王国臣;周盟孟;熊振宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-05-09 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： G01C21/18 文献下载
摘要：本发明属于导航技术领域，公开了一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，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，并基于空间直角坐标表示大飞机在高纬度地区的位置，以此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，并实现位置坐标在高纬度地区的平滑输出，满足了大飞机的全球飞行需求。
一种飞机 ins gnss 全球组合导航方法

[发明专利]考虑飞行可靠性的长航时旋转惯导/卫星组合导航方法-CN202110502713.8有效
发明人：王林;魏国;张永健;高春峰;罗晖;袁保伦;于旭东;王国臣;周盟孟;熊振宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-05-09 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： G01C21/18 文献下载
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。
考虑飞行可靠性长航时旋转卫星组合导航方法

[发明专利]一种长航时惯导/卫星全球组合导航方法-CN202110502723.1有效
发明人：王林;魏国;张永健;高春峰;罗晖;袁保伦;于旭东;王国臣;周盟孟;熊振宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-05-09 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： G01C21/18 文献下载
摘要：本发明属于导航技术领域，公开了一种长航时惯导/卫星全球组合导航方法，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，并基于空间直角坐标表示长航时飞机在高纬度地区的位置，以此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，并实现位置坐标在高纬度地区的平滑输出，满足了长航时飞机的全球飞行需求。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。
一种长航时惯导卫星全球组合导航方法

[发明专利]一种大飞机INS/GNSS组合导航方法-CN202110514257.9有效
发明人：王林;张永健;魏国;高春峰;罗晖;袁保伦;于旭东;王国臣;周盟孟;熊振宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-05-09 - 公布日： 2022-06-14 - 主分类号： G01C21/18 文献下载
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。
一种飞机 ins gnss 组合导航方法

[发明专利]一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法-CN202110410482.8有效
发明人：于旭东;范会迎;王子超;谢元平;罗晖;袁保伦;魏国;樊振方;王国臣;王林;高春峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-04-13 - 公布日： 2022-05-17 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
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。
一种基于地心惯性捷联惯导系统旋转调制方法

[发明专利]一种激光陀螺旋转调制惯导系统的长周期导航测试方法-CN202110706616.0有效
发明人：于旭东;王子超;范会迎;罗晖;袁保伦;谢元平;王国臣;魏国;樊振方;张鹏飞;高春峰;王林 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-06-24 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
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。
一种激光陀螺旋转调制系统周期导航测试方法

[发明专利]一种正负旋塞曼空间四频差动激光陀螺-CN202011306476.X有效
发明人：王国臣;李佳奇;罗晖;胡绍民;袁保伦;樊振方;吴素勇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-11-19 - 公布日： 2022-03-18 - 主分类号： G01C19/66 文献下载
摘要：本发明提供了一种正负旋塞曼空间四频差动激光陀螺，包括异面腔体、阴极、两个阳极、在异面腔体的四个角上分别布设有腔平移镜以及三个输出镜，在其中一个输出镜上装设有合光棱镜，两个阳极分别布设在异面腔体的两个对立面上，阴极布设在异面腔体的非阳极侧面上，两个阳极和阴极之间的通光管道内充满增益介质，腔平移镜及三个输出镜与异面腔体一起构成陀螺环路，在两个阳极和阴极之间的增益区上布设有用于产生互易偏频的导电线圈。在导电线圈通电后产生磁场，与增益介质相互作用通过塞曼效应产生互易偏频，利用异面腔体的空间旋光效应产生非互易偏频，取消传统四频差动激光陀螺中的法拉第室和陀螺腔内元件，提高了四频差动激光陀螺的性能。
一种正负旋塞空间差动激光陀螺

[发明专利]适用于长距离水平取芯钻机的定位定向仪孔内定位方法-CN202010349576.4有效
发明人：王林;张永健;高春峰;罗晖;袁保伦;魏国;李耿;樊振方;熊振宇;周盟孟 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-04-28 - 公布日： 2021-02-26 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明属于地质勘探领域，公开了适用于长距离水平取芯钻机的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，基于非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，以平均定位结果作为钻进路径轨迹，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。
适用于长距离水平钻机定位定向仪孔内方法

[发明专利]基于管长约束的钻探用定位定向仪孔内定位方法-CN202010348930.1有效
发明人：王林;高春峰;罗晖;袁保伦;魏国;李耿;樊振方;熊振宇;周盟孟 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-04-28 - 公布日： 2021-01-15 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明属于地质勘探领域，公开了基于管长约束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，通过对钻探管道相邻连续接缝的检测，并利用已知的钻探管道长度，实现定位定向仪钻进长度的测算，基于管长信息约束的卡尔曼滤波器实现长距离水平取芯钻机的孔内精确定位，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。
基于约束钻探定位定向仪孔内方法

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