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[发明专利]适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统-CN202111015230.1有效
发明人： 龙达峰;孙俊丽 -专利权人：惠州学院
申请日： 2021-08-31 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明提供一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，至少包括：第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器，以及三轴地磁传感器，两轴陀螺和三轴加速度计；通过惯性/地磁第一子系统滤波器，惯性/卫星第二子系统滤波器进行滤波过程，再将结果传递给主滤波器融合中心，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据进行组合导航滤波计算出全局最优解，从而获得适用于高过载、高自旋和高动态运动特征的飞行器的导航中，进一步提高测量精度和数据有效性。
适用于动态飞行器惯性地磁卫星组合导航系统

[发明专利]一种适用于L型脉冲推力器的推力测试装置及测试方法-CN202110762640.6有效
发明人： 龙达峰;孙俊丽 -专利权人：惠州学院
申请日： 2021-07-06 - 公布日： 2023-10-17 - 主分类号： G01L5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种适用于L型脉冲推力器的推力测试装置及测试方法，通过在圆形管状的壳体中心轴线的垂直方向上下对称位置处设置L型脉冲推力器的安装位置和弹性调节器的安装开口，进而设置定位销与卡位槽固定配合，防止待测推力器工作时产生自转；根据待测L型脉冲推力器的实际长度选取合适长度的弹性调节器，和适量的弹簧垫圈和防滑垫圈，并准确地调节弹性调节器使推力器喷口轴线与测试装置壳体轴线同轴，实现脉冲推力器静态测试时其推力测试结果的准确性，且本发明所设计的测试装置实用性更强，可以适用于多款型号和长度的L型脉冲推力器，极大的提高测试装置的通用性。
一种适用于脉冲推力测试装置方法

[发明专利]一种适用高动态飞行器串联组合导航方法-CN202111012824.7有效
发明人： 龙达峰;孙俊丽 -专利权人：惠州学院
申请日： 2021-08-31 - 公布日： 2023-10-17 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明提供一种适用高动态飞行器串联组合导航方法，采用“快速获取”与“高精度组合滤波”两种工作模式的串联组合，其中，在飞行器飞行的初始阶段，在外弹道约束下的无控飞行，通过初始姿态快速估计器分别根据三轴地磁传感器的测量值，角速率滤波器输出的三轴向角速率，以及卫星导航系统输出的导航坐标系下载体速度三个输入值，进行载体初始参数的空中快速获取，输出当前载体的飞行初始参数；在飞行器进入受控飞行阶段，通过飞行姿态高精度滤波器，采用离散EKF滤波算法实时完成飞行姿态高精度滤波估计。
一种适用动态飞行器串联组合导航方法

[发明专利]一种适用于垂直发射飞行器的整体式转弯装置-CN202010235077.2有效
发明人：孙俊丽;龙达峰 -专利权人：惠州学院
申请日： 2020-03-27 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： F02K7/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于垂直发射飞行器的整体式转弯装置，包括轴向连接在飞行器非质心位置的转弯装置本体以及镶嵌在转弯装置本体内的脉冲推力器；所述转弯装置本体为与飞行器外径相匹配的圆柱体结构，所述转弯装置本体的前端面轴向向内开有脉冲推力器安装盲孔，所述脉冲推力器安装盲孔的后方设有与其连通轴向喷射通道和与轴向喷射通道末端连通的径向喷射孔，径向喷射孔的外端延伸至转弯装置本体侧壁并与外界连通；所述脉冲推力器包括装填在所述脉冲推力器安装盲孔内的推力器装药和用于点燃推力器装药的点火具，点火具引出导线与前端控制器相连。本发明的转弯装置实现了对飞行器多次施加转弯过载。
一种适用于垂直发射飞行器整体转弯装置

[实用新型]一种适用于推力器的嵌入喷喉的分离式密封盖-CN202221073753.1有效
发明人：孙俊丽;龙达峰 -专利权人：惠州学院
申请日： 2022-05-07 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种适用于推力器的嵌入喷喉的分离式密封盖，所述密封盖为由多块板构成的分离式密封盖，所述密封盖内嵌在所述推力器的喷管内的喷口处，并在内嵌入处通过涂密封胶将密封盖与喷管密封，在推力器点燃后，燃气压力从嵌入处迅速打开密封盖，使密封盖从喷口处喷出推力器外。本实用新型适用于推力器的嵌入喷喉的分离式密封盖具有构思巧妙、结构简单、制作和安装方便，以及能有效解决现有技术中因密封结构导致的推力器静止试验压力‑时间曲线的起始压力偏大的技术问题等优点。
一种适用于推力嵌入分离密封

[发明专利]基于弹道先验知识的旋转弹飞行参数测量方法和系统-CN202210305647.X在审
发明人： 龙达峰;程福亨;黄恺健;赵振廷;孙俊丽;魏晓慧 -专利权人：惠州学院
申请日： 2022-03-25 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明所述的一种基于弹道先验知识的旋转弹飞行参数滤波方法及系统，通过选取由旋转弹姿态四元数q作为滤波器状态变量的系统状态方程和由磁测解算系统四元数qMR作为滤波器观测变量的系统观测方程，通过弹体姿态四元数矩阵解算所述磁测解算系统四元数qMR；进而构建弹体姿态滤波模型，采用卡尔曼滤波算法完成状态方程X(k)的最优滤波估计计算得旋转弹姿态四元数最优估计并代入弹体姿态四元数矩阵中，计算得最优弹体姿态四元数矩阵以及计算弹体速度Vn和弹体飞行位置Pn，完成旋转弹飞行实时参数测量，从而有效提高了测试旋转弹状态的精确度和可靠性。
基于弹道先验知识旋转飞行参数测量方法系统

[发明专利]旋转弹捷联地磁传感器与陀螺串联校准方法-CN202210349818.9在审
发明人： 龙达峰;黄近秋;孙俊丽;赵振廷 -专利权人：惠州学院
申请日： 2022-04-02 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种旋转弹捷联地磁传感器与陀螺串联校准方法，利用采集的旋转弹三轴地磁传感器测量值根据地磁测量原理，拟合椭球参数A和X0，结合校准点地磁场强度计算地磁传感器误差参数，对所述补偿得到三轴地磁传感器理论输出选取所述作为滤波器的观测变量Z(t)，选取旋转体姿态四元数、陀螺误差参数和零偏误差作为系统的状态变量，进一步构建陀螺误差参数滤波模型，并采用EKF滤波算法完成状态方程X(k)的最优滤波估计计算得到陀螺误差参数，对三轴陀螺测量输出ωm进行数据补偿。本发明实现了弹载地磁传感器与陀螺两种导航传感器的串联校准与测量数据补偿，对解决旋转弹制导化改造中高精度测量难题具有重要的理论价值与现实意义。
旋转弹捷联地磁传感器陀螺串联校准方法

[发明专利]一种适用于垂直发射飞行器的分离式T型脉冲推力器组-CN202111346280.8在审
发明人：孙俊丽;龙达峰 -专利权人：惠州学院
申请日： 2021-11-15 - 公布日： 2022-04-05 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于垂直发射飞行器的分离式T型脉冲推力器组，包括轴向连接在飞行器上的连接体、以及设置在连接体内的推力器，所述连接体的内部沿轴向设置有若干个推力器安装通孔，所述连接体的侧壁沿径向贯穿设有喷孔，所述推力器安装通孔的中段与所述喷孔的内侧发生交汇由此形成T形通道；所述推力器包括彼此分开的两个推力器子件，两个推力器子件分别可拆卸地安装在所述推力器安装通孔的两端。当飞行器垂直飞行至预定高度时，所述推力器内的两段装药同时被两个点火装置点燃，产生的燃气经过所述推力器安装通孔后，会从所述喷孔向外界喷出，从而产生垂直于所述连接体轴线的推力，本发明装置实现了对垂直发射飞行器的预定转弯。
一种适用于垂直发射飞行器分离脉冲推力

[发明专利]基于动力学模型辅助的旋转弹用地磁卫星组合导航方法-CN202011375192.6有效
发明人： 龙达峰;孙俊丽 -专利权人：惠州学院
申请日： 2020-12-02 - 公布日： 2022-04-01 - 主分类号： G01C21/00 文献下载
摘要：本发明提供基于动力学模型辅助的旋转弹用地磁卫星组合导航方法，给出了基于动力学模型辅助的旋转弹用地磁/卫星组合解算方案，通过利用弹体动力学模型和卫星导航系统测量方程共同构造滤波模型，由EKF滤波算法完成弹体位置和速度的估算；进而利用速度信息实时估算弹体俯仰角，最终由迭代算法完成弹体偏航角和滚转角姿态最优解算，从而有效提高了测试旋转弹的精确度和可靠性。
基于动力学模型辅助旋转用地卫星组合导航方法

[发明专利]基于磁测滚转角速率信息的旋转弹飞行姿态高精度估计方法-CN201811493891.3有效
发明人： 龙达峰;曹建忠;魏晓慧;罗中良;徐瑜;徐德明;孙俊丽;谢珩;蔡远创 -专利权人：惠州学院
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2021-08-03 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明针对旋转弹发射高过载、高自旋转和高动态的“三高”限制了现有成熟的弹载姿态测量系统无法直接移植应用于旋转弹的问题。采用了基于三轴地磁传感器、两个单轴陀螺仪和卫星接收机组成旋转弹飞行姿态测量方案，针对该测量方案提出了一种适用于旋转弹飞行姿态高精度滤波估计方法，包括如下步骤：（1）、旋转弹飞行姿态组合测量，包括1.1、弹载传感器及安装方式，1.2、弹体飞行姿态高精度组合滤波结构；（2）、旋转弹高精度误差模型，包括2.1、旋转弹姿态误差模型，2.2、旋转弹速度误差模型，2.3、位置误差方程；（3）、弹体姿态高阶非线性滤波模型；（4）、弹体姿态高精度实时滤波算法，进行滤波更新过程。
基于磁测滚转角速率信息旋转飞行姿态高精度估计方法

[发明专利]双模态地形识别方法及硬件系统，及其传感器安装方法-CN202011602421.3在审
发明人： 龙达峰;孙俊丽;黄慰桐;蓝统星;裘昊 -专利权人：惠州学院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： G01C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种双模态地形识别方法及硬件系统，及其传感器安装方法，采用基于视觉和触觉双模态融合的野外探测双足机器人地形感知与识别存储解算单元，实现双足机器人在野外行走过程中的路况信息采集和先验知识学习，进而实现远程识别模式和近程识别模式的自适应切换。同时采用由DSP+FPGA+FLASH三核处理器异构集成结构作为硬件系统，用于实时获取和生成视觉语义环境下的导航地图和触觉语义信息的导航地图及机器人实时位置与姿态信息，并通过FLASH存储器实时存储机器人行走过程采集所得视觉图像和脚底传感器阵列输出数据。同时本发明还分别在双足机器人本体上安装视频传感器及多个惯性测量单元和压力传感器阵列，从而确保野外行走过程中采集信息的真实有效性。
双模地形识别方法硬件系统及其传感器安装

[发明专利]基于磁测滚转的旋转弹炮口初始参数测量方法-CN201811493274.3有效
发明人：魏晓慧;龙达峰;曹建忠;黄近秋;孙俊丽;罗中良;徐瑜;周英隆 -专利权人：惠州学院
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2020-11-06 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于磁测滚转的旋转弹炮口初始参数测量方法，包括如下步骤：（1）、旋转弹炮口初始参数测量方案，（2）、磁测滚转速率及其滤波估计方法，（3）、旋转弹炮口初始速度解算方法，（4）、旋转弹炮口初始姿态解算方法，（5）、利用炮口初始姿态解算所得弹体三维姿态信息（ψ0，θ0和γ0），再按速度投影公式计算旋转弹出炮口时各初始速度分量（υ0,x，υ0,y和υ0,z）。本发明方法实现旋转弹体初始姿态参数的准确测量，具有简单、容易实施，性格比高等优点。
基于磁测滚转旋转炮口初始参数测量方法

[发明专利]适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法-CN201811493894.7有效
发明人： 龙达峰;曹建忠;孙俊丽;黄近秋;谢珩;魏晓慧;罗中良;徐瑜;陈培涛 -专利权人：惠州学院
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2020-11-03 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法，包括如下步骤：（1）、弹载传感器测量方案和坐标系变换，（2）、旋转弹滚转速度解算方法，（3）、弹体滚转角速率滤波器，（4）、旋转弹炮口初始速度解算方法，（5）、旋转弹炮口初始姿态解算方法，（6）、利用速度矢量投影关系，即按如下速度投影计算旋转弹出炮口时各初始速度υx，υy和υz。本发明方法实现旋转弹体初始姿态参数的准确测量。
适用于旋转初始姿态速度联合测量方法

[发明专利]一种基于前置点火的火箭弹喷管密封结构-CN201710816001.7有效
发明人：孙俊丽;龙达峰;李宏文;渠振江;卢桂芬 -专利权人：晋西工业集团有限责任公司
申请日： 2017-09-12 - 公布日： 2019-06-28 - 主分类号： F42B14/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于前置点火的火箭弹喷管密封结构，属于弹箭技术领域。本发明的喷管密封结构，包括喷管收敛段、喉衬、密封圈、密封装置、喷管扩张段；密封装置安装在喷管扩张段前端的密封装置安装槽内，喷管收敛段后端的环形安装槽内装有喉衬，喷管扩张段与喷管收敛段螺纹对接，使密封装置前侧外环面紧顶喷管收敛段和喉衬的后端面，且在密封装置与喷管收敛段和喉衬相接处设置有密封圈。本发明的火箭弹喷管密封结构，避免了由于密封装置剪切压力过小会导致发动机装药点火失败，而剪切压力过大又会导致的发动机爆炸的技术难点。
一种基于前置点火火箭弹喷管密封结构

[发明专利]基于磁测滚转角速率信息的高速旋转弹姿态估计方法-CN201710395976.7有效
发明人： 龙达峰;温晶晶;孙俊丽;李彩凤 -专利权人：中北大学
申请日： 2017-05-31 - 公布日： 2018-11-13 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器或者弹体空间姿态的测量方法，具体为一种基于磁测滚转角速率信息的高速旋转弹姿态估计方法，采用三轴地磁传感器、两轴陀螺仪和卫星接收机组成弹载姿态传感系统和采用磁测辅助的旋转弹姿态快速估计方法，能够实现初始参数未知下的弹体姿态的空中在线自行快速获取。旋转弹姿态快速估计算法利用弹体速度信息（弹体速度信息由卫星接收机测量所得）来估算弹体偏航角和俯仰角姿态，并利用其作为快速估计算法的观测信息。旋转弹姿态快速估计方法在完成弹体姿态估计的同时实现了弹载三轴地磁传感器和二轴陀螺仪传感器的误差参数的在线估计与补偿。本发明设计合理，能够快速在线估计出旋转弹的飞行姿态，具有很好的推广应用价值。
基于磁测滚转角速率信息高速旋转姿态估计方法

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