-
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”。
-
公开(公告)号：CN112611394B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202011482413.X
申请日：2020-12-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及系统。该方法包括：根据初始纬度和发射方位角，计算地心惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵；根据陀螺仪输出角速度，计算载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵；根据加速度计的输出、地球自转角速度和载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵，采用双矢量定姿方法计算载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵；将地心惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵、载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵与载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵的乘积确定为发射坐标系下飞行器发射前的姿态矩阵。采用本发明的方法及系统，能够满足垂直发射飞行器初始姿态信息获取需求。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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”。
-
公开(公告)号：CN113639594B
公开(公告)日：2022-05-03
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。
-
公开(公告)号：CN112648881A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011500047.6
申请日：2020-12-18
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种发射方位角计算方法及系统。该方法包括：根据发射点的初始纬度、初始经度以及初始高度，计算发射点地固系的位置；根据目标点的纬度、经度以及高度，计算目标点地固系的位置；根据发射点的所述初始纬度和所述初始经度，计算发射点地固系到水平系的转换矩阵；根据所述发射点地固系的位置以及所述目标点地固系的位置，计算发射点到目标点的位置矢量；根据所述位置矢量以及所述转换矩阵，计算所述位置矢量在水平系下的投影；根据所述投影计算发射方位角。本发明避免了迭代方法计算发射方位角的计算量大、实时性差的问题。
-
公开(公告)号：CN112611394A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011482413.X
申请日：2020-12-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及系统。该方法包括：根据初始纬度和发射方位角，计算地心惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵；根据陀螺仪输出角速度，计算载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵；根据加速度计的输出、地球自转角速度和载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵，采用双矢量定姿方法计算载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵；将地心惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵、载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵与载体坐标系到载体惯性坐标系的转换矩阵的乘积确定为发射坐标系下飞行器发射前的姿态矩阵。采用本发明的方法及系统，能够满足垂直发射飞行器初始姿态信息获取需求。
-
-
-
-
-
-
Search Results
7
records
(took 0.019 seconds)
