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龙图腾网获悉中国人民解放军国防科技大学申请的专利一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN117308999B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-04-28发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202311239393.7，技术领域涉及：G01C25/00；该发明授权一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准方法是由李鼎;于旭东;罗晖;魏国;高春峰;娄琪欣;李慧平;肖宇圻设计研发完成，并于2023-09-23向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准方法在说明书摘要公布了：本发明涉及惯性导航技术领域，具体涉及一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统的快速对准方法，适用于飞机、无人飞行器、火箭、船舶等运载器中惯导系统的快速对准及惯性导航；该方法在旋转调制惯导多位置对准的基础上，抛弃传统的“粗对准+精对准”的对准思路，基于李群理论设计了满足群仿射性质的对准状态模型，该状态模型结合卡尔曼滤波可以实现任意大初始失准角初始对准，并能在短时间内快速收敛。

本发明授权一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准方法在权利要求书中公布了：1.一种基于群仿射性质的旋转调制惯导系统的快速对准方法，其特征在于，该方法分为以下步骤： S1：定义坐标系，惯导系统上电开机，惯导系统的转位机构执行特定转位次序，惯性测量单元采集陀螺与加速度计数据并实时传输给导航计算机； S1.1定义坐标系： 定义地心惯性坐标系为惯性参考坐标系，记为i系；地心地固坐标系记为e系；定义“东-北-天”地理坐标系为导航坐标系，记为n系；定义载体坐标系的x-y-z三个轴分别指向载体的右-前-上方向，载体坐标系记为b系，定义IMU坐标系的x-y-z三个轴分别对应x-y-z三个陀螺的敏感轴，IMU坐标系记为s系； S1.2惯导系统开机，设置初始对准时间Ta，启动导航计算机计时器，初始化时刻k＝0； S1.3IMU采集k时刻陀螺输出角速度和加速度计输出比力并将和实时传输给导航计算机； “～”表示陀螺输出角速度和加速度计输出比力包含测量误差； S1.4开机后转位机构同步执行双位置转位次序： 1转位机构静止Ta2-180ω-0.5×ωa秒； 2绕天向轴转位机构以ω的角速度旋转180°； 3转位机构静止Ta2-180ω-0.5×ωa秒； 其中，Ta为初始对准时间，单位为秒，ω为转位机构转动的角速度，单位为°s；a为转位机构转动的角加速度，单位为°s2； S2：导航计算机实时接收到陀螺输出角速度和加速度计输出比力后，执行惯性导航解算： S2.1初始化导航参数，具体如下： S2.1.1定义k时刻的导航参数：IMU的姿态矩阵为速度矢量为vek，位置矢量为pek，辅助速度矢量为 上标“e”表示此参数为在地心地固坐标系中的参数，以下同； S2.1.2将k＝0时刻的姿态矩阵进行初始化： S2.1.3将k＝0时刻的速度矢量ve0进行初始化： ve0＝[000]T2 上标“T”表示矩阵转置； S2.1.4将k＝0时刻的位置矢量pe0进行初始化： pe0＝[L0λ0h0]T3 式中，L0表示惯导系统在初始位置的纬度，λ0表示惯导系统在初始位置的经度，h0表示惯导系统在初始位置的海拔； S2.1.5将k＝0时刻的辅助速度矢量进行初始化： 为e系相对于i系的旋转角速度在e系中的投影，地球自转速率ωie＝15°h；表示计算矢量的反对称矩阵，以下同； S2.2导航计算机计时器时间更新：k＝k+1； S2.3执行地心地固坐标系下的惯性导航解算，具体如下： S2.3.1进行姿态更新： 式中I3×3为3×3维的单位矩阵；Φk为k时刻的等效旋转矢量，等效旋转矢量由陀螺输出角速度计算得到，Φk为Φk的模，即Φk＝|Φk|； S2.3.2进行速度更新： 式中为加速度计输出的比力值；T为IMU数据的采样时间间隔；为k时刻的万有引力矢量；k-1时刻的辅助速度矢量与k-1时刻的速度矢量vk-1间的关系、k-1时刻的万有引力矢量与k-1时刻的重力矢量gk-1间的关系分别为 S2.3.3进行位置更新： S3：构建满足群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准状态模型 通过构建满足群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准的状态模型，将有效解决非线性模型导致卡尔曼滤波失效问题；具体如下： S3.1构建满足群仿射性质的旋转调制惯导系统快速对准的状态模型 式中，Xk为k时刻的18维状态向量，Zk为k时刻的3维量测向量；Φk|k-1为从k-1时刻到k时刻的状态一步转移矩阵；Gk|k-1为从k-1时刻到k时刻的系统噪声分配矩阵，Hk为k时刻的量测矩阵；wk-1表示k-1时刻的系统噪声矩阵；vk表示k时刻的观测噪声矩阵； S3.1.1构建18维状态向量Xk： 式中，表示k时刻IMU的姿态误差，下标“lg”表示此误差的类型为满足群仿射性质的左不变误差；表示k时刻IMU的速度误差；表示k时刻IMU的位置误差；εsk表示k时刻IMU的陀螺漂移，表示k时刻IMU的加速度计零偏，Lsk表示k时刻IMU的内杆臂误差； S3.1.2构建3维量测向量Zk： 式中，vek表示k时刻的速度矢量： 为量测速度，因为旋转调制惯导系统的对准是运载体停留在原地进行，所以 S3.1.3构建从k-1时刻到k时刻的状态一步转移矩阵Φk|k-1： 式中I18×18表示18×18的单位矩阵，I3×3表示3×3的单位矩阵，03×3表示3×3的零矩阵； S3.1.4构建从k-1时刻到k时刻的系统噪声分配矩阵Gk|k-1： S3.1.5构建k时刻的量测矩阵Hk： S4：基于S3构建的旋转调制惯导系统快速对准状态模型进行状态量估计 S4.1计算从k-1时刻至k时刻的状态向量后验估计 式中，表示k-1时刻输出的18维状态向量Xk-1的后验估计；的初始值表示状态向量Xk从k-1时刻至k时刻的一步预测，即k时刻的先验估计； S4.2计算从k-1时刻到k时刻的状态一步预测均方误差矩阵： 式中，Pk-1表示k-1时刻的状态后验估计均方误差矩阵，Pkk-1表示从k-1时刻到k时刻的状态一步预测均方误差矩阵； 其中，Pk-1的初始值表示n系投影下的均方误差矩阵初值，T表示均方误差坐标系转换矩阵： S4.3计算k时刻滤波增益Kk： 式中，量测噪声协方差矩阵R为： S4.4计算k时刻状态后验估计 S4.5计算k时刻各导航参数的误差估计值： 姿态误差估计值为的第1维至第3维，表示为即： 辅助速度误差估计值为的第4维至第6维，表示为即： 位置误差估计值为的第7维至第9维，表示为即： S4.6计算k时刻状态后验估计均方误差阵Pk： Pk＝Pk|k-1-KkHkPk|k-128 S5:利用S4.5得到误差估计值修正S2的导航解算结果，具体如下： S5.1修正姿态矩阵得到修正后的姿态矩阵 式中，表示对进行矩阵指数运算，其计算公式为： S5.2修正辅助速度矢量得到修正后的辅助速度矢量 S5.3修正位置矢量pek，得到修正后的位置矢量 S6：判断对准是否继续进行，当k＜Ta时，执行S6.1；当k＝Ta时，执行S6.2，输出修正后的高精度姿态矩阵结束对准；具体如下： S6.1当k＜Ta时，执行以下步骤： S6.1.1将修正后的导航参数和覆盖导航计算机的内存中未修正的pek，即： S6.1.2将pek、Pk存储在导航计算机的内存中；然后返回至S2.2，继续往下执行至S6，进行下一次S6的条件判断； S6.2当k＝Ta时，输出修正后的姿态矩阵完成初始对准。

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