CN106931967A - 一种助推‑滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 - Google Patents
一种助推‑滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106931967A CN106931967A CN201710109888.6A CN201710109888A CN106931967A CN 106931967 A CN106931967 A CN 106931967A CN 201710109888 A CN201710109888 A CN 201710109888A CN 106931967 A CN106931967 A CN 106931967A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- coordinate system
- earth
- launch
- under
- inertial
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明提供了一种助推‑滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法,当飞行器工作在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时,采用航天体系下的捷联惯导方法为飞控系统提供导航信息;当飞行器工作在滑翔段时,采用导航信息切换的方法将其变换到航空体系下,从而为飞控系统提供导航信息。由于采用在航空和航天两种坐标系下进行导航信息切换的方法,能够克服传统的捷联惯导方法应用于助推‑滑翔式临近空间飞行器出现姿态角奇异现象的缺点,满足助推‑滑翔式临近空间飞行器各飞行阶段的导航信息需求,同时便于工程化。
Description
技术领域
本发明属飞行器导航、制导与控制技术领域,具体涉及一种助推-滑翔式临近空间飞行器捷联惯性导航方法。
背景技术
临近空间(Near Space)是指距离地面20~100公里的空域,该空域高于国际民航组织管理的空域上界,而低于国际航空联合会定义的航天区域下界,介于航天和航空领域之间。
助推-滑翔式临近空间飞行器的飞行剖面主要包括助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段和滑翔段等飞行阶段(James M.Acton,“Hypersonic Boost-GlideWeapons”,Science&Global Security,23,2015)。从飞控系统的角度来看,助推段、自由弹道段、弹道再入段和弹道爬升段等阶段,属于航天领域的弹道轨迹,需要航天体系下的导航信息来进行飞行控制;而滑翔段飞行器沿着地球表面飞行,以地球表面作为参考,属于航空领域的飞行轨迹,需要航空体系下导航信息来进行飞行控制。可见,助推-滑翔式临近空间飞行器具有航天和航空双重的导航和控制需求。
张卫东详细阐述了航天体系下的捷联惯导方法(“运载火箭动力学与控制”,中国宇航出版社[M],2015),其主要适用于垂直发射的飞行器,飞行器的弹道主要在射面附近。Savage P G在Strapdown Inertial Navigation Integration Algorithm Design Part1:Attitude Algorithms(Journal of Guidance Control and Dynamics,Vol.21,No.1,January–February 1998)和Strapdown Inertial Navigation Integration AlgorithmDesign Part 2:Velocity and Position Algorithms(Journal of Guidance Controland Dynamics,Vol.21,No.2,March–April 1998)中主要研究的是适用于航空体系下飞行器的捷联惯导方法,航空体系下的飞行器主要沿地球表面水平飞行,其俯仰角往往变化较小。Stephen S在文献Real-Time Navigation Algorithm for the SHEFEX2HybridNavigation System Experiment(AIAA 2012-4990)中研究了地球惯性坐标系下高超声速飞行器的捷联惯导方法,但其导航信息的物理参考意义不明确,在高超声速助推-滑翔飞行器大范围飞行时,依然会出现姿态奇异现象。
对于承担战略任务的助推-滑翔式临近空间飞行器,为了达到最大的到达范围,其俯仰角或航向角的变化范围,均超过了传统航天或航空体系导航姿态定义范围(Li Yu,CuiNai-gang,“Optimal Attack Trajectory for Hypersonic Boost-Glide Missile inMaximum Reachable Domain,”IEEE-ICMA 2009)。若单纯地采用传统的航天体系捷联惯导方法,在滑翔段飞行弹道偏离射面时,如飞行器的偏航角在±90°时,俯仰角和滚转角将出现奇异;若单纯地采用传统的航空体系捷联惯导方法,在垂直发射时将出现俯仰角为90°的情况,此时的航向角和滚转角将出现奇异。
发明内容
针对现有的捷联惯性导航方法应用在助推-滑翔式临近空间飞行器出现姿态奇异而不能为飞控系统提供正确的导航信息问题,本发明提供一种捷联惯性导航方法以满足助推-滑翔式临近空间飞行器各个飞行阶段的导航信息需求。
一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法,其特征在于步骤如下:
步骤一:助推-滑翔式临近空间飞行器飞行在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时,采用航天体系下的捷联惯性导航方法进行导航,在发射惯性坐标系下对陀螺仪和加速计的采样数据进行导航积分解算,得到发射惯性坐标系下的导航信息数据,所述的导航信息包括发射惯性坐标系下的位置信息、速度信息和姿态信息;
步骤二:助推-滑翔式临近空间飞行器飞行在滑翔段时,在进行发射惯性坐标系下导航同时,利用坐标系转换将发射惯性坐标系的导航信息数据切换到当地水平坐标系下,为飞控系统提供航空体系下的导航信息数据,具体为:
位置信息切换:假设地球没有自转,则发射坐标系与发射惯性坐标系重合,此时,发射坐标系位置与发射惯性坐标系位置pa数值上相等,即则此时飞行器在地球固连坐标系下的位置为其中,为地球固连坐标系下飞行器发射点的位置初值,为发射坐标系到地球固连坐标系的转换矩阵;
令则地球没有自转情况下的纬度L1、经度λ1和高度H1分别为:
其中,a是地球长半径,b是地球短半径,e是地球离心率;
在实际的飞行过程中,必须考虑地球自转角速度ωie的影响,由于地球自转只影响实际的经度数值,而纬度和高度不受影响,根据飞行时间t,可得飞行器实际的纬度L、经度λ和高度H分别为:L=L1,λ=λ1-ωie*t,H=H1;
姿态信息切换:根据坐标系转换理论,由发射惯性坐标系姿态矩阵按照计算得到飞行器相对于水平坐标系的姿态矩阵其中,是航天飞行器体系到航空飞行器体系之间的旋转矩阵,为飞行器相对于发射惯性坐标系的姿态矩阵,是发射坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵,为地球固连坐标系到发射坐标系的转换矩阵,是水平坐标系到地固坐标系的姿态矩阵;
速度信息切换:利用计算得到飞行器水平坐标系下的速度vn,其中,为飞行器发射坐标系下的速度矢量, va是飞行器发射惯性坐标系下的速度,ωe是发射坐标系相对发射惯性坐标系的旋转角速度,是为发射坐标系中描述的由地心至坐标原点的位置矢量,pg是飞行器发射坐标系的位置。
本发明的有益效果是:由于采用在航空和航天两种导航坐标系下进行导航信息切换的方法,能够克服传统的捷联惯导方法应用于助推-滑翔式临近空间飞行器出现姿态角奇异现象的缺点,实现了采用一套导航算法满足助推-滑翔式临近空间飞行器各飞行阶段的导航信息需求,同时便于工程化。
附图说明
图1是本发明的助推-滑翔式临近空间飞行器捷联惯导方法的基本流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明,本发明包括但不仅限于下述实施例。
本发明提出的助推-滑翔式临近空间飞行器捷联惯性导航方法的基本流程图如图1所示,当飞行器工作在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时,采用航天体系下的捷联惯导方法为飞控系统提供导航信息;当飞行器工作在滑翔段时,采用导航信息切换的方法将其变换到航空体系下,从而为飞控系统提供导航信息。
下面分步骤详细说明各阶段的具体导航方式。
第一步:飞行器飞行在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时导航信息的计算。按照发射惯性坐标系(发惯系,a系)下捷联惯性导航方法对陀螺采样的角速度和加速度计采样比力数据进行导航积分解算,从而获得飞行器在发射惯性坐标系下的位置pa、速度va和姿态四元数qa导航信息,其数学表达式为:
其中,qa是发射惯性坐标系下飞行器的姿态四元数;是陀螺仪测量的角速度;va是发射惯性坐标系下飞行器的速度矢量;fb是加速度计测量的比力;ga是发射惯性坐标系下的重力矢量;pa是在发射惯性坐标系下的位置矢量;为弹体坐标系相对于发射惯性坐标系的姿态矩阵,的计算表达式为:
其中,ba表示航天飞行器体系,为飞行器相对于发射惯性坐标系的俯仰角;ψa为飞行器相对于发射惯性坐标系偏航角;γa为飞行器相对于发射惯性坐标系滚转角。Mx(α)、My(α)和Mz(α)分别表示对参量α进行旋转操作,具体为:
第二步:飞行器飞行于滑翔段时,为了给飞控系统提供航空体系下的导航信息,本发明利用坐标转换的方法将导航信息切换到当地水平坐标系下,其导航信息的切换包括位置信息切换、姿态信息切换、速度信息切换。
1、位置信息切换:
在位置信息切换时,首先假设地球没有自转,则发射坐标系(发射系,g系)与发射惯性坐标系重合。此时,发射惯性坐标系位置pa可认为是发射坐标系位置即则此时的地球固连坐标系(地固系,e系)位置为:
其中,为地球固连坐标系下飞行器发射点的位置初值,为发射坐标系到地球固连坐标系的转换矩阵,根据飞行器初始经度λ0、纬度L0、高度H0和航向α0,和[xe0,ye,ze]分别计算如下:
式(5)中,a是地球长半径,e是地球离心率。
令为地球没有自转情况下地球固连坐标系下飞行器的位置矢量。根据可以得到地球没有自转情况下的纬度L1、经度λ1和高度H1,如下式所示:
式(6)中,b是地球短半径。
在实际的飞行过程中,必须考虑地球自转角速度ωie的影响。地球自转将影响实际的经度数值,而纬度和高度不受影响,可得到飞行器实际的纬度L、经度λ和高度H分别为:
其中,t为飞行时间。
由飞行器纬度L、经度λ和高度H等位置信息,可进一步得到实际的地球固连坐标系下位置pe=[xe,ye,ze]T和发射坐标系下的位置pg:
式(8)中,
2、姿态信息切换:
姿态信息的切换采用坐标转换理论,由发射惯性坐标系姿态矩阵(式(2)所示),经过多次坐标旋转后,得到当地水平坐标系(水平系,n系)下的姿态矩阵
其中,bn表示航空飞行器体系,θn为飞行器相对于水平坐标系的俯仰角;ψn为飞行器相对于水平坐标系的航向角;γn为飞行器相对于水平坐标系的滚转角。是由16次坐标转换得到,坐标系旋转如下:当地水平坐标系(n系)→地球地固坐标系(e系)→发射坐标系(g系)→发射惯性坐标系(a系)→航天飞行器体系(ba系)→航空飞行器体系(bn系),各坐标转换的姿态矩阵为:
1)n系旋转到e系,由3次旋转获得,涉及飞行器经度λ、纬度L,各次旋转描述如下:
2)e系旋转到g系,如式(4)所示。
3)g系旋转到a系,其中,A=Mz(L0)My(α0),B=Mx(-ωiet),则:
4)a系旋转到ba系,由3次旋转获得,如式(2)所示。
5)ba系旋转到bn系,是两种弹体坐标系之间的旋转矩阵,由2次旋转获得:
因此,可由航天体系下的姿态矩阵以及其它矩阵信息,获得航空体系下的姿态矩阵令根据式(14)可进一步提取航空体系下的姿态角:
3、速度信息切换:
根据哥氏定理,可知发射惯性坐标系下的速度矢量在发射坐标系下的速度投影为:
经下式的坐标转换,发射惯性坐标系的速度va可表示为:
其中,ωe是发射坐标系相对发射惯性坐标系的旋转角速度,是为发射坐标系中描述的由地心至坐标原点的位置矢量,pg是飞行器发射坐标系的位置。
根据式(16),可以推导出发射坐标系下的速度矢量vg为:
其中,
再根据vg,可得到水平坐标系下的速度矢量vn为:
其中,
通过本发明提出的方法,助推-滑翔式临近空间飞行器能在采用一套导航系统的情况下,实现不同飞行阶段的导航信息输出。
Claims (1)
1.一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法,其特征在于步骤如下:
步骤一:助推-滑翔式临近空间飞行器飞行在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时,采用航天体系下的捷联惯性导航方法进行导航,在发射惯性坐标系下对陀螺仪和加速计的采样数据进行导航积分解算,得到发射惯性坐标系下的导航信息数据,所述的导航信息包括发射惯性坐标系下的位置信息、速度信息和姿态信息;
步骤二:助推-滑翔式临近空间飞行器飞行在滑翔段时,在进行发射惯性坐标系下导航同时,利用坐标系转换将发射惯性坐标系的导航信息数据切换到当地水平坐标系下,为飞控系统提供航空体系下的导航信息数据,具体为:
位置信息切换:假设地球没有自转,则发射坐标系与发射惯性坐标系重合,此时,发射坐标系位置与发射惯性坐标系位置pa数值上相等,即则此时飞行器在地球固连坐标系下的位置为其中,为地球固连坐标系下飞行器发射点的位置初值,为发射坐标系到地球固连坐标系的转换矩阵;
令则地球没有自转情况下的纬度L1、经度λ1和高度H1分别为:
其中,a是地球长半径,b是地球短半径,e是地球离心率;
在实际的飞行过程中,必须考虑地球自转角速度ωie的影响,由于地球自转只影响实际的经度数值,而纬度和高度不受影响,根据飞行时间t,可得飞行器实际的纬度L、经度λ和高度H分别为:L=L1,λ=λ1-ωie*t,H=H1;
姿态信息切换:根据坐标系转换理论,由发射惯性坐标系姿态矩阵按照计算得到飞行器相对于水平坐标系的姿态矩阵其中,是航天飞行器体系到航空飞行器体系之间的旋转矩阵,为飞行器相对于发射惯性坐标系的姿态矩阵,是发射坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵,为地球固连坐标系到发射坐标系的转换矩阵,是水平坐标系到地固坐标系的姿态矩阵;
速度信息切换:利用计算得到飞行器水平坐标系下的速度vn,其中,为飞行器发射坐标系下的速度矢量, va是飞行器发射惯性坐标系下的速度,ωe是发射坐标系相对发射惯性坐标系的旋转角速度,是为发射坐标系中描述的由地心至坐标原点的位置矢量,pg是飞行器发射坐标系的位置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710109888.6A CN106931967B (zh) | 2017-02-28 | 2017-02-28 | 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710109888.6A CN106931967B (zh) | 2017-02-28 | 2017-02-28 | 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106931967A true CN106931967A (zh) | 2017-07-07 |
CN106931967B CN106931967B (zh) | 2019-10-18 |
Family
ID=59424170
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710109888.6A Active CN106931967B (zh) | 2017-02-28 | 2017-02-28 | 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106931967B (zh) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109617574A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-04-12 | 上海无线电设备研究所 | 一种高动态载体下的多天线通信方法 |
CN110243362A (zh) * | 2019-06-27 | 2019-09-17 | 西北工业大学 | 一种中高空超声速靶标导航方法 |
CN111721291A (zh) * | 2020-07-17 | 2020-09-29 | 河北斐然科技有限公司 | 一种发射系下捷联惯组导航的工程算法 |
CN112611394A (zh) * | 2020-12-16 | 2021-04-06 | 西北工业大学 | 一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及系统 |
CN112764425A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-07 | 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射单通道增稳控制方法及系统 |
CN112815942A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-18 | 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法及系统 |
CN116481535A (zh) * | 2023-02-02 | 2023-07-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种利用惯导数据修正飞行弹道数据的计算方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101937233A (zh) * | 2010-08-10 | 2011-01-05 | 南京航空航天大学 | 近空间高超声速飞行器非线性自适应控制方法 |
US7995999B2 (en) * | 2002-09-09 | 2011-08-09 | At&T Intellectual Property I, Lp | Methods and systems for delivering travel-related information |
CN102602527A (zh) * | 2012-03-18 | 2012-07-25 | 西北工业大学 | 一种临近空间无人飞行器 |
CN103528587A (zh) * | 2013-10-15 | 2014-01-22 | 西北工业大学 | 自主组合导航系统 |
US8967548B2 (en) * | 2011-12-06 | 2015-03-03 | Altius Space Machines | Direct to facility capture and release |
-
2017
- 2017-02-28 CN CN201710109888.6A patent/CN106931967B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7995999B2 (en) * | 2002-09-09 | 2011-08-09 | At&T Intellectual Property I, Lp | Methods and systems for delivering travel-related information |
CN101937233A (zh) * | 2010-08-10 | 2011-01-05 | 南京航空航天大学 | 近空间高超声速飞行器非线性自适应控制方法 |
US8967548B2 (en) * | 2011-12-06 | 2015-03-03 | Altius Space Machines | Direct to facility capture and release |
CN102602527A (zh) * | 2012-03-18 | 2012-07-25 | 西北工业大学 | 一种临近空间无人飞行器 |
CN103528587A (zh) * | 2013-10-15 | 2014-01-22 | 西北工业大学 | 自主组合导航系统 |
Non-Patent Citations (4)
Title |
---|
ZOU FANG: "A new navigation system for flight vehicles in near space", 《 2011 INTERNATIONAL CONFERENCE ON ELECTRONICS, COMMUNICATIONS AND CONTROL (ICECC)》 * |
李海林 等: "高超声速临近空间武器平台导航方案研究", 《飞航导弹》 * |
杨峻巍: "基于临近空间飞行器的区域导航系统关键技术分析", 《电讯技术》 * |
郭飞帅 等: "助推滑翔导弹滑翔段优化研究", 《四川兵工学报》 * |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109617574A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-04-12 | 上海无线电设备研究所 | 一种高动态载体下的多天线通信方法 |
CN110243362A (zh) * | 2019-06-27 | 2019-09-17 | 西北工业大学 | 一种中高空超声速靶标导航方法 |
CN111721291A (zh) * | 2020-07-17 | 2020-09-29 | 河北斐然科技有限公司 | 一种发射系下捷联惯组导航的工程算法 |
CN112611394A (zh) * | 2020-12-16 | 2021-04-06 | 西北工业大学 | 一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及系统 |
CN112611394B (zh) * | 2020-12-16 | 2022-08-16 | 西北工业大学 | 一种在发射坐标系下的飞行器姿态对准方法及系统 |
CN112764425A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-07 | 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射单通道增稳控制方法及系统 |
CN112815942A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-18 | 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法及系统 |
CN112815942B (zh) * | 2020-12-29 | 2023-08-04 | 广东空天科技研究院 | 一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法及系统 |
CN116481535A (zh) * | 2023-02-02 | 2023-07-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种利用惯导数据修正飞行弹道数据的计算方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106931967B (zh) | 2019-10-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106931967B (zh) | 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 | |
Hua | Attitude estimation for accelerated vehicles using GPS/INS measurements | |
Bryson et al. | Vehicle model aided inertial navigation for a UAV using low-cost sensors | |
CN105486307B (zh) | 针对机动目标的视线角速率估计方法 | |
Langelaan et al. | Wind field estimation for autonomous dynamic soaring | |
CN103852081B (zh) | 用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法 | |
CN106017460B (zh) | 一种地形辅助惯导紧组合的水下潜器导航定位方法 | |
CN104697526A (zh) | 用于农业机械的捷联惯导系统以及控制方法 | |
CN103557871A (zh) | 一种浮空飞行器捷联惯导空中初始对准方法 | |
CN112198885B (zh) | 一种满足机动平台自主降落需求的无人机控制方法 | |
CN103453907B (zh) | 基于分层大气模型的行星进入段导航滤波方法 | |
Sheijani et al. | Implementation and performance comparison of indirect Kalman filtering approaches for AUV integrated navigation system using low cost IMU | |
CN103217174A (zh) | 一种基于低精度微机电系统的捷联惯导系统初始对准方法 | |
CN103940429A (zh) | 一种惯性导航系统横坐标系下载体姿态的实时测量方法 | |
Pachter et al. | Estimating MAV's heading and the wind speed and direction using GPS, inertial, and air speed measurements | |
Chen | Strapdown inertial navigation algorithm for hypersonic boost-glide vehicle | |
CN103616026A (zh) | 一种基于h∞滤波的auv操纵模型辅助捷联惯导组合导航方法 | |
Fiot et al. | Estimation of air velocity for a high velocity spinning projectile using transerse accelerometers | |
Wang et al. | Novel in-flight coarse alignment of low-cost strapdown inertial navigation system for unmanned aerial vehicle applications | |
Mwenegoha et al. | Error characteristics of a model-based integration approach for fixed-wing unmanned aerial vehicles | |
Avrutov et al. | About one method of autonomous determination of the navigation parameters | |
Wang et al. | A New Polar Rapid Transfer Alignment Method Based on Grid Frame for Shipborne SINS | |
CN114322970B (zh) | 一种双陀螺仪寻北方法、系统及存储介质 | |
Avruto et al. | An Alternative Autonomous Location Determining | |
Sachs et al. | Dynamic soaring of albatrosses over land |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
TR01 | Transfer of patent right | ||
TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20210113 Address after: 710119 No. 60, West Avenue, high tech Zone, Xi'an City, Shaanxi Province Patentee after: XI'AN SINO HUAXIN MEASUREMENT & CONTROL Co.,Ltd. Address before: 710072 No. 127 Youyi West Road, Shaanxi, Xi'an Patentee before: Northwestern Polytechnical University |