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公开(公告)号：CN113720213B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110882358.1
申请日：2021-08-02
Abstract: 本发明提供了一种制导炮弹用船尾及制导炮弹。制导炮弹用船尾包括：船尾外壳，包括壳体；卫星测量模块，用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机，与多个安装腔对应设置，多个脉冲发动机与电子舱模块控制连接，电子舱模块根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机点火；尾盖，与壳体的设有安装腔和电子舱腔体的一端连接；减旋装置，包括设置于尾盖的背离船尾外壳的一侧的多个翼片，多个翼片绕尾盖的轴线均匀间隔设置，翼片相对于尾盖沿尾盖的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近尾盖的轴线的第一位置和远离尾盖的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹船尾能够提高制导炮弹的制导精度。
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公开(公告)号：CN114705184A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202111673355.3
申请日：2021-12-31
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种基于神经网络的九轴姿态传感器一体化智能误差补偿方法，能够保证误差补偿精度的同时减少误差补偿所需时间，提高误差补偿效率。本发明引入神经网络建立智能误差模型，其中神经网络的输入值为误差较大的九轴姿态传感器的测量值，输出值为精度较高即误差较小的九轴姿态传感器的测量值。运用神经网络的九轴姿态传感器一体化误差补偿方法，适用于无高精度转台的现场标定环境，标定精度优于基于最小二乘法的传统标定方法，标定时间短。
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公开(公告)号：CN113984049A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111439193.7
申请日：2021-11-30
Abstract: 本发明公开了一种飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统。其中，该方法包括：在飞行器处于第一阶段的情况下，利用地磁测量所述飞行器的转速；在所述飞行器处于第二阶段的情况下，启动所述惯性传感器，并基于所述地磁测量的所述飞行器的转速和所述惯性传感器获取的所述飞行器的转速，来获取所述惯性传感器的工作状态；所述飞行器处于第三阶段的情况下，基于卫星获取的飞行器数据进行初始对准；所述飞行器处于第四阶段的情况下，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速、姿态、位置、速度信息构建卡尔曼滤波器，并利用所述卡尔曼滤波器估计所述飞行器的飞行轨迹。本发明解决了相关技术中飞行轨迹估计不精确的技术问题。
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公开(公告)号：CN113624227A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110838109.2
申请日：2021-07-23
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种基于马氏距离的等值线迭代重力匹配算法。本发明考虑了重力测量的实时误差，利用导航误差协方差矩阵来表示重力异常背景图的精度和重力实时测量精度，并采用马氏距离作为迭代目标函数，引入协方差矩阵来表征点集的疏密程度，使得同一个点集内具有较高的相似度，保留了更多的正确匹配点对，提升了算法的匹配精度，进一步提高了系统导航定位精度。同时，还基于测量误差和目标函数值提出条形搜索区域范围改进策略，使得搜索面积会随着迭代次数的增加而减小，体现出ICCP算法的收敛性，也使得算法在寻找等值线上的最近点时的计算量逐步减小，并增加了搜索到全局最优点的可能。
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公开(公告)号：CN113503871A
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202110545814.3
申请日：2021-05-19
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种基于相关滤波的重力匹配方法。使用本发明能够有效减小重力测量误差的影响，提高重力辅助惯性导航系统的研究效率。本发明综合考虑重力误差与惯性导航系统误差特点，通过两者进行匹配范围的确定，使搜索范围更精确；重力匹配时，利用重力值相关滤波，同时将惯性导航系统解算轨迹与候选匹配点位置组成的轨迹的相关性也作为评价准则之一进行匹配，提高匹配准确度，并在相关计算过程使用快速傅里叶变换，加快运算速度，减少匹配算法耗时。此外，本发明还采用误匹配算法对异常匹配点进行检测并修正，减小误匹配点的影响。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113011011A
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110229616.6
申请日：2021-03-02
IPC: G06F30/20 , F42B15/01 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种炮弹轨迹修正方法及装置、存储介质及电子装置，上述方法包括：获取炮弹出炮口后的运行信息；根据运行信息对炮弹进行弹道解算，以确定炮弹的预测落点位置，对预测落点位置与目标落点位置进行比较，确定偏差值，其中，偏差值用于指示预测落点位置与目标落点位置之间的距离偏差和方向偏差；通过偏差值与滚转角位置信息确定炮弹上脉冲发动机的点火相位以及脉冲发动机的点火数量，对炮弹的运行轨迹的偏差值进行修正；采集脉冲发动机点火后炮弹的横向速度增量和飞行攻角，根据所运行信息结合横向速度增量和飞行攻角进行修正解算，以确定对于炮弹的偏差值的修正结果，解决了对于弹道的修正精确度较低，炮弹的弹道修正成本较高的问题。
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公开(公告)号：CN109631906B
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN201910054237.0
申请日：2019-01-21
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种基于粒子滤波嵌套粒子滤波算法的重力匹配定位方法，能够抑制矢量匹配算法中的误差。包括：通过惯性导航系统获取载体的曲线航迹，根据所述航迹的判断第i时刻的真实位置与第i‑1时刻的真实位置的相对位置，记为向量其中Oi‑1、Oi分别表示惯性导航系统在第i‑1时刻和第i时刻指示的所述载体所在的位置；i为时刻；第i‑1时刻的粒子群为其中表示第i‑1时刻的第j个粒子，j为整数；对于每个加上相对距离得到即在附近进行撒点得到粒子群求解每一个粒子的归一化权值，经过滤波得到求出与粒子群中每一个对应的组成粒子群对粒子群进行粒子滤波得到第i时刻的匹配点。
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公开(公告)号：CN112833918A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202110172143.0
申请日：2021-02-08
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本公开的基于函数迭代的高旋体微惯导空中对准方法及装置，根据链式法则，将所述高旋体微惯导的姿态矩阵拆分为时变姿态矩阵和定常姿态矩阵；构建所述定常姿态矩阵模型，将所述定常姿态矩阵模型转换为Wahba问题进行求解，得到所述定常姿态矩阵模型的模型系数；根据旋转矢量法对所述时变姿态矩阵进行求解，得到所述高旋体微惯导的三轴角速率和旋转矢量；采用Legendre多项式对所述模型系数、三轴角速率和旋转矢量进行函数拟合，迭代计算所述模型系数、三轴角速率和旋转矢量的值，实现所述高旋体微惯导空中对准。能够通过改善高旋体微惯导姿态解算过程中的积分精度，提高高旋体微惯导空中对准精度。
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公开(公告)号：CN108106630B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN201711291544.8
申请日：2017-12-08
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种行人导航的二维人体里程计及里程计算方法，解决行人在完成非常规步态下定位精度差的问题，能够得到行人精确的行进距离，实现高精度定位。本发明所述的二维人体里程计及方法，基于惯性导航解算与人体步态特征，对步态进行精确划分，针对每一种步态建立参考步长，并在参考步长基础上增加修正因子得到刻度因子，利用刻度因子作为人体行进的刻度标识，利用刻度因子实现精确的单步步长估计，解决行人在完成非约束、非等间隔或非平稳的非常规步态下定位精度差的问题，并结合步频信息得到精确的行进距离，提高定位精度。
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