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公开(公告)号：CN114353784B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210262936.6
申请日：2022-03-17
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明属于导弹姿态检测领域，提出了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，在求解原理上做出创新，在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。
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公开(公告)号：CN113639594A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110587423.8
申请日：2021-05-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种多弹协同系统的模糊关联融合方法，其包括进行滤波和时空同步得到多弹探测系统内各个导弹的局部估计；根据各个从弹的局部估计构建与任意两个导弹对应的模糊因子集；采用高斯隶属度函数对每个模糊因子集进行计算，得到对应的相似度值；基于相似度值通过模糊综合函数获取任意两个导弹的局部估计的综合模糊相似度；将所有综合模糊相似度构建为综合模糊相似度矩阵；对综合模糊相似度矩阵进行关联判决，得到该多弹探测系统的融合估计信息；利用融合估计信息纠正从弹的探测信息错误，并将融合估计信息作为从弹制导信息的输入。本发明使多弹协同系统中的导弹不易受到欺骗干扰，能够对目标探测出现的偏差进行修正。
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公开(公告)号：CN113218390A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110585391.8
申请日：2021-05-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于姿态和恒星高度角融合的旋转惯性天文组合导航方法，该方法将惯性器件与星敏感器重合安装，并且与旋转机构固连；旋转机构的电机驱动使得惯性器件和星敏感器按照单轴四位置转停方案进行旋转时，测量该情况下组合系统的数据；当旋转机构静止时，星敏感器开始工作，测量该情况下组合系统的数据；将两次数据送入单轴旋转捷联惯性/天文组合导航卡尔曼滤波器进行滤波计算，得到该组合导航系统状态误差的估计值；最后通过该组合导航系统状态误差的估计值实时对该组合导航系统进行误差校正，得到该组合导航系统的高精度姿态速度位置信息。本发明能够实现飞行器的高精度的自主导航。
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公开(公告)号：CN111121823A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911390639.4
申请日：2019-12-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于并行导航解算的冗余捷联惯组故障检测方法，通过从每一个四组合中选出两个三元组，分别以三元组中惯性传感器的输出同时进行导航解算得到导航参数以及三元组测量的角速度和比力，然后计算导航奇偶向量，将导航奇偶向量与姿态、位置、速度精度要求比较，只要其中一个参数超过了精度限制，则表明发生故障。本发明提出的基于并行导航解算的冗余捷联惯组故障检测方法，利用导航解形成奇偶校验方程，能够有效检测“软故障”。
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公开(公告)号：CN119618197B
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202510164920.5
申请日：2025-02-14
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于双最小二乘估计的地磁缓变区域定位方法，属于地磁导航领域。本发明过第一次最小二乘法拟合出矢量匹配基准图的近似偏导数矩阵，再通过第二次最小二乘法求解载体真实位置与矢量匹配基准图的中心点的位置差进而得到载体的真实位置，能够在地磁缓变区域提高匹配精度。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN114993305B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202210760064.6
申请日：2022-06-30
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组合导航方法，涉及制导炮弹组合导航领域，从发射坐标系捷联惯导/卫星量测方程改进制导炮弹组合导航方法，解决组合导航偏航角观测性较弱问题，同时又满足制导炮弹组合导航的要求。引入捷联惯导、卫星输出的偏航角之差作为量测量，拓展传统的量测方程，可以减小偏航角误差。
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公开(公告)号：CN116224770B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202310188402.8
申请日：2023-03-01
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明公开了一种靶标单向滚转的爬升段位置纠偏控制方法，属于无人机控制领域，解决了云雀靶标无动力爬升时的航迹控制问题；其包括S1、设计靶标航迹控制触发控制策略；S2、采用经典控制理论PD控制结构，计算靶标航迹控制的过载指令；S3、分别计算两个阶段的双通道法向过载指令和滚转角指令；S4、采用计算所得的双通道法向过载指令和滚转角指令同时进行靶标的高度跟踪和航迹控制。本发明为靶标设计爬升段法向过载指令和滚转角指令，保证其能在无动力爬升过程中跟踪高度的同时实现有效的航迹控制，且尽量减少无动力爬升过程中来回滚转的次数及能量损耗。
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公开(公告)号：CN118687423A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410687634.2
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明属于飞行器制导与控制技术领域，具体公开了一种超声速飞行器初始位置偏差下的弹道保形方法，包括根据基准弹道信息，获取飞行器飞行过程中的高度H以及马赫数Ma的变化范围；根据高度H、马赫数Ma的变化范围以及初始发射条件偏差范围，设计飞行器制导控制系统；飞行器制导系统解算飞行器所需的指令；飞行器控制系统稳定跟踪飞行器制导系统解算的指令，保持原弹道形状。在初始位置存在偏差的情况下，本发明可以使飞行器飞行弹道的形状不变，攻角变化规律也与基准弹道相同，维持了原弹道的气动特性和发动机工作特性。解决了常规制导控制系统在纠正飞行器初始位置偏差时造成原本弹道爬升规律和加速规律的破坏的问题。
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