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公开(公告)号：CN104111078A
公开(公告)日：2014-10-22
申请号：CN201410176948.2
申请日：2014-04-29
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法，所述装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，通过输入模块在过载指令信息上叠加强迫抖动信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道在经过滤波模块过滤后的信号中提取视线角速率信号弹体姿态角速率信号，通过评估模块建立状态方程和量测方程以及卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估计算刻度尺系数误差的估计值，通过补偿模块将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率信息相乘，并将乘得的补偿信息输入至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中，从而完成刻度尺系数误差的补偿，消除刻度尺系数误差对制导回路稳定性的影响，并显著提高制导精度，减小脱靶量。
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公开(公告)号：CN112817339B
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN201911122250.1
申请日：2019-11-15
Applicant: 中国北方工业有限公司 , 北京理工大学
IPC: G05D1/12
Abstract: 本发明公开了一种图像卫星复合制导飞行器的复合制导飞行器指令融合算法，该算法中考虑了卫星制导系统与图像制导系统工作周期不同的特性，在每个图像制导指令周期内比较卫星制导指令和图像制导指令，进而根据比较结果选择适宜指令融合方案，从而合理地对图像制导指令和卫星制导指令做融合处理，为飞行器提供更佳的输出制导指令。
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公开(公告)号：CN104089546A
公开(公告)日：2014-10-08
申请号：CN201410179325.0
申请日：2014-04-29
Abstract: 本发明公开了一种弹体的可变气动布局结构，具体涉及一种能兼顾弹体在无控飞行阶段稳定性和修正阶段命中精度的变气动布局结构。采用变气动外形方案，弹道初始无控飞行段，尾翼锁定呈小尾翼气动布局，既能保证弹体飞行稳定，又可减小阻力提高射程；在弹道末段，尾翼展开，变为大尾翼气动布局，增加了弹体的静稳定度，使脉冲力引起的弹体姿态角振荡能快速收敛，满足控制系统要求。本发明兼顾固定尾翼气动布局和大尾翼气动布局两者的优点，既能满足弹体静稳定度要求，减小脉冲力引起弹体姿态角振荡对控制系统的影响，又能保证射程及修正精度要求，多次靶场试验验证表明方案可行。
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公开(公告)号：CN103954179A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410183582.1
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明公开了一种捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统，该系统包括目标模拟器、三轴转台、导引头和仿真计算机，目标模拟器模拟目标运动关系，捷联红外导引头测得目标模拟器的红外信号源，将解耦滤波后得到弹目视线角速度输出给仿真计算机，由仿真计算机根据导弹实际动力学模型计算导弹的姿态和位置信息，将弹体姿态角传递给三轴转台模拟弹体运动；仿真计算机计算得到理论弹目视线角，并将计算的弹目视线角传递给目标模拟器，模拟弹目运动，构成整个闭环测试系统。整个过程中仿真计算机存储测试数据，用于最后的隔离度计算。本发明消除了传统隔离度测试方法中奇异点问题，使得隔离度测试更加准确，测试系统也更加接近于导弹实际的作战模式。
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公开(公告)号：CN113741193B
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202111038247.9
申请日：2021-09-06
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的弱引力小天体表面弹跳轨迹修正控制方法，涉及一种在弱引力小天体表面弹跳移动过程中通过势函数制导，从而实现对探测器轨迹进行修正的控制方法，属于深空探测领域。针对现有的小天体表面弹跳移动轨迹修正方法，没有考虑在弹跳过程中位置误差较大时进行脉冲速度机动以及对障碍物的处理，只能进行微小位置偏差的修正。本发明实现方法为：探测器在起跳后因速度误差导致轨迹偏差较大时，将采取脉冲机动的方式对轨迹进行修正，通过引入表示障碍物的修正斥力势函数与引力势函数叠加获得修正势函数，通过所述修正势函数获取脉冲机动速度，探测器通过所述制动速度脉冲进行弱引力小天体表面弹跳轨迹修正控制，从而提高探测器移动的位置精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110044321B
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN201910222738.5
申请日：2019-03-22
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法，该方法通过采用自适应最小二乘滤波法，根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化确定测量噪声协方差矩阵，以实现对飞行器滚转角的最优估计。该方法通过地磁信息和角速率陀螺配合使用，可以消除飞行器测量盲区的影响。
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公开(公告)号：CN111505683A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010357604.7
申请日：2020-04-29
Applicant: 中国北方工业有限公司 , 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种非实时伪距差分高精度定位方法，属于高动态环境的卫星导航领域。本发明为了克服高动态环境下卫星导航定位精度不理想以及传统差分系统存在参考基站难以建立与维护、无线通信易受干扰的问题，通过地面卫星信息生成装置生成卫星星历信息和伪距改正数，并一次性装订到定位装置中；定位装置基于卫星星历信息和伪距改正数实现自身的快速高精度定位。地面卫星信息生成装置可作为差分系统的参考基站，便于携带，可用于地形复杂的环境，解决了地面基站难以建立与维护的问题；基于星历信息可实现快速定位，基于伪距改正数可实现高精度定位；采用一次性装订参数的方法，解决了无线电数据链播发修正信号受到干扰无法正常使用的问题。
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公开(公告)号：CN104111078B
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201410176948.2
申请日：2014-04-29
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法，所述装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，通过输入模块在过载指令信息上叠加强迫抖动信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道在经过滤波模块过滤后的信号中提取视线角速率信号弹体姿态角速率信号，通过评估模块建立状态方程和量测方程以及卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估计算刻度尺系数误差的估计值，通过补偿模块将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率信息相乘，并将乘得的补偿信息输入至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中，从而完成刻度尺系数误差的补偿，消除刻度尺系数误差对制导回路稳定性的影响，并显著提高制导精度，减小脱靶量。
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公开(公告)号：CN104089546B
公开(公告)日：2015-09-30
申请号：CN201410179325.0
申请日：2014-04-29
Abstract: 本发明公开了一种弹体的可变气动布局结构，具体涉及一种能兼顾弹体在无控飞行阶段稳定性和修正阶段命中精度的变气动布局结构。采用变气动外形方案，弹道初始无控飞行段，尾翼锁定呈小尾翼气动布局，既能保证弹体飞行稳定，又可减小阻力提高射程；在弹道末段，尾翼展开，变为大尾翼气动布局，增加了弹体的静稳定度，使脉冲力引起的弹体姿态角振荡能快速收敛，满足控制系统要求。本发明兼顾固定尾翼气动布局和大尾翼气动布局两者的优点，既能满足弹体静稳定度要求，减小脉冲力引起弹体姿态角振荡对控制系统的影响，又能保证射程及修正精度要求，多次靶场试验验证表明方案可行。
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公开(公告)号：CN103954179B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410183582.1
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B35/00
Abstract: 本发明公开了一种捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统，该系统包括目标模拟器、三轴转台、导引头和仿真计算机，目标模拟器模拟目标运动关系，捷联红外导引头测得目标模拟器的红外信号源，将解耦滤波后得到弹目视线角速度输出给仿真计算机，由仿真计算机根据导弹实际动力学模型计算导弹的姿态和位置信息，将弹体姿态角传递给三轴转台模拟弹体运动；仿真计算机计算得到理论弹目视线角，并将计算的弹目视线角传递给目标模拟器，模拟弹目运动，构成整个闭环测试系统。整个过程中仿真计算机存储测试数据，用于最后的隔离度计算。本发明消除了传统隔离度测试方法中奇异点问题，使得隔离度测试更加准确，测试系统也更加接近于导弹实际的作战模式。
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