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公开(公告)号：CN118482739A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410373728.2
申请日：2024-03-29
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本公开实施例是关于一种基于发射坐标系的传递对准方法。本公开实施例建立发射坐标系和载体坐标系之间的转换关系；主惯导将自身位置、速度、姿态信息直接赋值给子惯导，完成粗对准；对准过程中利用子惯导的加速度、角速率导航解算得到子惯导速度和姿态量，利用主惯导测量信息获得主惯导的速度和姿态信息；主惯导计算出的姿态，经过结构测量得到的主子惯导之间的姿态矩阵，经换算后得到的子惯导处的姿态，主子惯导之间姿态的差值，计算姿态量测方程；将主惯导的速度与子惯导的速度解算出的速度做差，得到速度误差的观测量，计算速度量测方程；选取姿态和速度进行匹配，建立传递对准的状态方程，解算得到的速度姿态信息，对姿态和速度进行观测。
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公开(公告)号：CN118347520A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410388254.9
申请日：2024-04-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本申请的实施例涉及组合导航技术领域，特别涉及一种基于李群描述的考虑雷达误差的惯导雷达组合导航方法，该方法包括：获取捷联惯导系统的输出和雷达系统的输出；根据捷联惯导系统的输出、加速度计测量的比力、陀螺仪测量的角速度和基于李群描述的发射坐标系捷联惯导误差模型，建立状态方程；基于捷联惯导系统的输出和雷达系统的输出，建立量测方程；对状态方程和量测方程进行离散化操作，并利用递推滤波算法，基于离散化的状态方程和量测方程，对下一时刻的状态进行估计；根据估计出的姿态误差矢量、速度误差矢量和位置误差矢量，对捷联惯导系统的输出进行修正，得到惯导雷达组合导航结果，大幅提升了惯导系统与雷达系统的组合导航的性能。
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公开(公告)号：CN118258387A
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202410316594.0
申请日：2024-03-20
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种基于自适应滤波的长航时无人机惯导/天文/地磁/地形多源融合方法，属于无人机导航领域。包括：根据捷联惯导系统的误差方程建立状态方程；根据惯性导航系统、天文导航系统、地形导航系统得到的姿态和位置分别建立姿态量测矢量、第一位置量测矢量、第二位置量测矢量；利用姿态量测矢量、第一位置量测矢量和第二位置量测矢量作为量测量输入到状态方程进行自适应联邦滤波，得到姿态误差、速度误差和位置误差的估计值；使用估计值对惯性导航系统解算的结果进行校正。本发明通过融合多种导航传感器的数据，可以充分利用各自的优点，弥补各传感器的不足，并提高整个导航系统的精度。
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公开(公告)号：CN118225081A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410308523.6
申请日：2024-03-18
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种发射坐标系捷联惯导轨迹发生器，属于惯性导航领域。包括：根据飞行器的初始状态和运动状态求解飞行器的姿态、速度、位置和陀螺仪输出的角速度、加速度计输出的比力。本发明可以直接模拟出飞行器发射坐标系下的姿态、速度和位置等导航参数以及载体惯性元件测得的角速度信息和比力信息；模拟的信息可以直接用于发射系惯导或组合导航解算，剔除了使用水平系导航信息时存在的参数转换过程，提升了算法的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116989779A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310946388.3
申请日：2023-07-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于李群的发射系惯导/卫导松耦合组合导航方法，利用发射坐标系捷联惯导机械编排姿态速度和位置之间是松散耦合的优势，将姿态、速度和位置状态量纳入到一个李群中，构建新基于李群的发射系捷联惯导误差模型，根据所建立的误差模型得到测量数据误差然后建立状态方程和量测方程，利用卡尔曼滤波得到测量误差的估计值，利用所得到的误差估计值进行惯性导航系统解算结果的校正，提高惯性卫星组合导航方法的性能。
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公开(公告)号：CN116972881A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310954448.6
申请日：2023-07-31
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种发射坐标系快速精对准方法，属于飞行器惯性导航领域，根据姿态误差方程和速度误差方程建立惯性器件误差方程；选择状态量建立快速精对准方法状态方程；根据卫星导航系统输出速度误差，根据发射系下陀螺仪的实际角速度输出量得到陀螺仪的角速度误差；以速度误差和角速度误差为观测量建立快速精对准方法量测方程；根据快速精对准方法状态方程和快速精对准方法量测方程进行卡尔曼滤波得到失准角估计值，完成精对准。对常规方法进行了改进，在系统对准模型中将角速度误差信息引入到量测方程的量测量中，充分利用外部可观测信息，以提高系统的可观测度，提高初始对准的速度，实现快速对准。
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公开(公告)号：CN114200827B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111317701.4
申请日：2021-11-09
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法，目的在于提供一种发动机工作条件受限且副翼舵偏无法同时满足持续大过载机动时俯仰与滚转通道同时控制的用舵量需求的大机动靶标，在飞行任务过程中的双通道控制方法。该方法首先将飞行任务分为四个阶段：爬升段、定高平飞段、机动段以及下降段，之后根据不同阶段的飞行任务对控制的要求，分别为大机动靶标的俯仰通道、滚转通道以及发动机控制设计控制方法，特别对于发动机需要正常工作的阶段，通过设置限幅确保发动机具备正常工作条件，对于大机动时副翼用舵量无法满足需求的问题，设计了一种分时控制的策略，确保大机动过程中指标满足要求同时副翼用舵量满足使用要求。
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公开(公告)号：CN115752322A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211350966.9
申请日：2022-10-31
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发南方工业有限公司
IPC: G01B21/04
Abstract: 本发明公开了多测头测量装置的校正方法，测量装置用于测量航空发动机转子的端面跳动和柱面跳动，测量装置为设置有两个或两个以上测头的测量装置，测头分为校准测头和实测测头，测量装置的校正方法由以下步骤组成：将与航空发动机转子制备结构相同的校验母规放置到测量装置的转台的中心位置，将校准测头贴合在校验母规的校准位置，启动转台并转动一周使得转台带动校验母规进行转动，根据校准测头所测的数据对测量装置进行校正，并建立基准坐标系，将实测测头贴合在校验母规的实测位置，在基准坐标系下根据实测测头所测的数据对测量装置进行校正；本发明能够提高航空发动机转子产品的测量精度，降低测量误差，保证测量结果具有可重复性。
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公开(公告)号：CN115060256A
公开(公告)日：2022-09-16
申请号：CN202210781118.7
申请日：2022-07-05
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，属于制导炮弹姿态辨识领域，采用发射坐标系的初始对准算法求解滚转角，避免了坐标转换及对准误差的传递特性，可以满足制导炮弹空中对准的要求，同时又满足制导、控制系统的要求。发射坐标系速度微分方程中包含了滚转角信息，通过卫星接收机和加速度计测量数据，可以从发射坐标系速度微分方程进行滚转角辨识。
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