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公开(公告)号：CN114200829B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111317847.9
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基于伪闭环的高精度速度控制方法，目的是在于提供一种采用推力不可连续调节的液体火箭发动机为动力的大机动靶标，在巡航剖面内的高精度伪闭环速度控制方法。该方法首先通过大机动靶标的数学模型对剖面的巡航阻力进行预测；之后根据预测的阻力Dyc，设计了3种推力组合的策略；由于发动机推力建立及下降均有响应时间，为了确保巡航速度的高精度控制，设计了发动机开关机的门限修正值。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：CN116027802A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211356244.4
申请日：2022-11-01
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器水平面定轨迹转弯方法，其包括以下步骤：S1：得到飞行器的控制指令方程；S2：计算控制增益；S3：将侧向过载指令输入飞行器的侧向过载控制系统，飞行器根据侧向过载指令和控制增益执行转弯；S4：建立飞行器转弯时速度的判断模型，利用判断模型判断飞行器转弯是否完成：S5：根据设计的飞行轨迹提取飞行器转弯完成后的侧向位置指令，侧向位置指令输入侧向位置控制系统中，对飞行器的位置进行纠偏。本发明首次提出在给定飞行器期望转弯半径的前提下，通过飞行器当前的速度实时计算转弯所需过载，设置转弯提前结束的判断条件，完成预定转弯，使得飞行器完成转弯后能够直接飞回到主航道上。
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公开(公告)号：CN114995517A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210886144.6
申请日：2022-07-26
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于弹道偏角纠偏的亚音速飞行器轨迹规划方法，包括基于最大飞行速度约束、最大攻角约束、落点弹道倾角约束、落点Y方向位置约束确定纵向平面基准弹道；建立发射坐标系和弹道坐标系，分别计算弹道偏角和弹道偏角控制指令；将纵向平面基准弹道作为六自由度仿真俯仰通道跟踪信号，根据飞行器落点要求规划发射坐标系xOz平面弹道。本发明能够实现发射坐标系xOz平面任意弹道偏角弹道，同时满足精确制导的指标要求，提高轨迹规划的灵活性。
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公开(公告)号：CN114200828A
公开(公告)日：2022-03-18
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118586102A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410687639.5
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/25 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种超声速飞行器燃料消耗最少的自适应爬升弹道设计方法，涉及航天技术领域，根据超声速飞行器的动力学模型和发动机模型，得到以飞行器的飞行航程为自变量的动力学模型，建立该问题的最优控制模型；依据任务要求，设置初始爬升弹道的飞行航程，并在此航程下设计出一条较为合理的初始基准弹道；接下来对具有强非线性的动力学方程约束等约束条件进行凸化和离散技术处理，对处理后的问题进行凸优化求解，得到在设置的初始航程下燃油最省的爬升弹道轨迹。本发明解决了现有方法难以实现在超声速飞行器爬升段寻找一条耗油量最少的最优飞行轨迹的问题。
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公开(公告)号：CN118564351A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410687650.1
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种用于调节飞行能量的发动机二级开机时间调整方法，获取标称弹道下飞行器一级发动机分离时刻速度，作为基准速度；获取标称弹道下飞行器二级发动机开机时间；获取在干扰条件下飞行器一级发动机分离时刻速度，作为实际速度；基于标称弹道下飞行器二级发动机开机时间，通过比较基准速度和实际速度的值，在线调整飞行器二级发动机开机时间，得到调整后的飞行器二级发动机开机时间，完成对发动机二级开机时间的调整。本发明实现控制实际飞行弹道能量散布较小，确保飞行器最终落点偏差满足技术指标，工作方式简洁可靠，开机时间调整方法易操作且效果明显。
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公开(公告)号：CN116820114A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310385186.6
申请日：2023-04-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法，防舵偏系统包括靶标控制过载命令控制系统、靶标弹上控制系统和指令修正系统，靶标控制过载命令控制系统用于向靶标弹上控制系统输入靶标的靶标程控过载指令nyc1；靶标弹上控制系统用于靶标程控过载指令，并对靶标程控过载指令进行处理，得到靶标弹体发射的俯仰舵偏指令δc；指令修正系统用于接收俯仰舵偏指令δc，并对俯仰舵偏指令δc进行修正，得到修正系统的控制增益Kf，并通过控制增益Kf对靶标程控过载指令nyc1进行修正；本系统通过对靶标过载指令进行在线修复，从而确保靶标在持续大过载机动时舵偏不会陷入限幅值过深，能够有效保证靶标飞行安全，具有修复效果好、安全性高的特点。
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公开(公告)号：CN114200826B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111317699.0
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机动高度稳定控制方法，是一种仅依靠升降舵和副翼控制俯仰和滚转通道的靶标，在水平面内持续大过载机动的过程中高度稳定控制的方法。该方法首先分析了靶标高度稳定控制所需的发射系y方向上的过载nHc，在预定过载指令nyc不可调的情况下，为了确保水平机动过程中高度保持稳定，设计在线滚转角指令规划算法，该算法通过实时规划滚转角指令，使得预定过载指令nyc在发射系y方向上的分量等于高度稳定的需用过载nHc，保证了水平机动过程飞行中靶标的高度稳定。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：CN114200826A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111317699.0
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机动高度稳定控制方法，是一种仅依靠升降舵和副翼控制俯仰和滚转通道的靶标，在水平面内持续大过载机动的过程中高度稳定控制的方法。该方法首先分析了靶标高度稳定控制所需的发射系y方向上的过载nHc，在预定过载指令nyc不可调的情况下，为了确保水平机动过程中高度保持稳定，设计在线滚转角指令规划算法，该算法通过实时规划滚转角指令，使得预定过载指令nyc在发射系y方向上的分量等于高度稳定的需用过载nHc，保证了水平机动过程飞行中靶标的高度稳定。飞行试验结果证明了该方法的有效性。
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