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公开(公告)号：CN117029806A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310952495.7
申请日：2023-07-31
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于高超声速飞行器地磁匹配导航的数据集生成方法，根据高超音速飞行器的轨迹选定地磁导航匹配区域和基准点；建立地磁主磁模型生成导航区域内地磁基准数据库；计算匹配基准图的大小，在地磁基准数据库中随机提取匹配基准图，并在匹配基准图中随机提取一点作为匹配点；将匹配基准图和匹配点的地磁强度按照行展开式输出为数据集的单个训练样本，重复步骤S3‑S4得到具有多个训练样本的地磁匹配导航的数据集。本发明以根据规划好的飞行器轨迹，快速生成适用于地磁匹配的训练数据集，能够为地磁匹配训练模型提供足够数量的样本，提高训练模型的泛化能力。
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公开(公告)号：CN116972836A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310943372.7
申请日：2023-07-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了考虑雷达测量误差的发射坐标系惯导/雷达组合导航方法，将雷达测量误差作为状态向量，才能观测到雷达测量误差信息。当制导炮弹可以接收到多种测量信息时，在一段时间内引入其他测量信息，可以估计出雷达测量误差，进而对雷达测量信息进行补偿，之后再进行雷达/惯导组合导航。本方法对传统的发射坐标系状态向量进行了扩维，使得雷达测量误差可观，为使用其他测量信息校正雷达测量误差提供了基础，能够提高雷达/惯导组合导航的精度。
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公开(公告)号：CN116952248A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310947151.7
申请日：2023-07-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于三轴陀螺仪的制导炮弹滚转角辨识方法，将弹体y轴或者z轴陀螺仪测量数据作为科斯塔锁相环的输入信号，弹体x轴方向上的陀螺仪测量数据ωx作为锁相环VCO的中心频率ωc，待到锁定后的输出弹体滚转角的相位，最后对锁相环输出的正弦信号求反三角函数即可求得滚转角#imgabs0#本发明基于科斯塔斯锁相环的思想，针对VCO做出了符合制导炮弹的实际使用情况的改进。将弹体纵轴陀螺仪的实时数据作为ωc的值，实现对VCO中心灵敏度的调节，规避了滚转角速度不稳定造成的影响。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116878502A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310945346.8
申请日：2023-07-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于双加速度计和滚转陀螺仪的制导炮弹滚转角辨识方法，将科氏加速度信号作为科斯塔斯锁相环的输入信号r(t)，弹体纵轴方向上的陀螺仪测量数据ωx作为锁相环VCO的中心频率ωc，待到锁定科氏加速度信号的相位后，锁相环输出一个和科氏加速度相位相同的正弦信号，最后对锁相环输出的正弦信号求反三角函数即可求得滚转角#imgabs0#本发明提出的基于偏心加速度计和滚转陀螺仪的制导炮弹空中滚转角辨识方法，使用了滚转陀螺仪的数据实现了对VCO中心频率的调节，能够有效实现旋转制导炮弹滚转角的空中对准。
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公开(公告)号：CN114200828B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111317834.1
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持续大过载防失速方法，该方法首先设计了可用过载指令解算策略，当可用过载能力nya大于预定程控指令nyc1时，靶标跟踪程控指令，否则跟踪可用过载指令。通过设置速度保护门限Malim将可用过载指令的解算分为两个部分，当速度高于门限Malim时，可用过载能力nyah受限于通道舵最大偏转角度；当速度低于门限Malim时，则必须确保靶标的速度增大至门限以上，因此可用过载能力nyad受限于最大推力。该算法通过在线实时解算出靶标可用过载能力nya，与预定程控指令nyc1按照可用过载指令解算策略实时给靶标输出跟踪指令nyc，保证了靶标持续大过载机动过程中的速度不小于速度保护门限，确保飞行安全。飞行试验结果证明了该方法的有效性。
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公开(公告)号：CN113218390B
公开(公告)日：2022-09-27
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：CN111121823B
公开(公告)日：2022-09-13
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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