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公开(公告)号：CN109823515A
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201910069067.3
申请日：2019-01-24
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64C5/12
Abstract: 本发明公开了一种设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法，该系统包括设置在飞行器尾部内部的扰流板，该能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板从飞行器内部伸出时能够改变飞行器的飞行姿态，由于飞行器在行进过程中是持续旋转的，所以扰流板在飞行器上的方位也是事实变化的，通过调节扰流板伸出的时机，能够通过扰流板为飞行器提供不同的作用力和力矩，当扰流板位于飞行器上方时伸出，能够提供促使飞行器前端上扬的作用力；当扰流板位于飞行器左侧时伸出，能够提供促使飞行器前端左偏的作用力。
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公开(公告)号：CN111351401B
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN201811572918.8
申请日：2018-12-21
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；其中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离的大小选择对应的导航比来计算侧偏需用过载；在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率，从而可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域；另外，在末制导段中，在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，确保飞行过程平稳最终的命中精度高。
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公开(公告)号：CN111361763B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811591917.8
申请日：2018-12-25
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明公开了一种能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，该飞行器中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；另外，还在飞行器上设置处理器模块和拟卫星制导解算模块，所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为处理器模块提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，使得在丢星时飞行器仍然能够正常导航制导，不会失控。
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公开(公告)号：CN111221348B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN201811526599.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军驻八四四厂军事代表室
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法，该方法可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域，具有重要工程意义；该方法将飞行器启控时的总射程、实时侧偏距离以及飞行器与目标之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度纳入制导算法的考量中，得到科学合理的实时变化的导航比，从而提高其制导性能，保证其在进入末制导时使目标进入导引头的视场域范围内，另外，由于导航比是连续小幅度变动的，不会引起飞行轨迹的大幅度振动，确保飞行过程平稳最终的命中精度高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111038699B
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN201811187339.1
申请日：2018-10-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种飞行器上可分离的复合增程系统及方法，该系统中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；另外，所述火箭增程模块需要体积较大的存储空间来装填燃料，该火箭燃料箱会对飞行器后续的飞行增加较多的负担，所以在火箭发动机工作完成后，将该火箭燃料箱连同其所在的飞行器尾部一并从飞行器主体上脱离，从而进一步提高飞行器的射程。
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公开(公告)号：CN111221348A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201811526599.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军驻八四四厂军事代表室
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法，该方法可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域，具有重要工程意义；该方法将飞行器启控时的总射程、实时侧偏距离以及飞行器与目标之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度纳入制导算法的考量中，得到科学合理的实时变化的导航比，从而提高其制导性能，保证其在进入末制导时使目标进入导引头的视场域范围内，另外，由于导航比是连续小幅度变动的，不会引起飞行轨迹的大幅度振动，确保飞行过程平稳最终的命中精度高。
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公开(公告)号：CN111045437A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201811187337.2
申请日：2018-10-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种抗高过载的一体化制导控制系统，该系统中将导航系统、制导系统、控制系统进行一体化设计，都将数据传输至微处理器模块中进行处理，避免了子系统之间传递信号的时间滞后对飞行器控制的影响，其中，特别设计了呈片状的抗高过载天线，相比传统的锥形天线以及改良后的环形天线，该片状天线不仅具有更强的卫星信号接受能力，还具有抗高过载的特性，能够在高动态高过载的情况下稳定工作；另外，由于导航模块和制导模块获得的视线角速率都不够准确，存在误差，微处理器模块中使用融合解算后的视线角速度进行导航计算，能够进一步提升命中精度。
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公开(公告)号：CN111043914A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201811187363.5
申请日：2018-10-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种应用于捷联导引头的弹目视线角速率获取方法及系统，该方法中在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，具体来说，通过设定合理的迭代式和计算系数，使得在极短的时间内迭代得到趋近于真实弹目视线角速率的数值，用以在后续计算需用过载时替换所需的弹目视线角速率。
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公开(公告)号：CN110017830A
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201910228433.5
申请日：2019-03-25
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种利用地磁信息和重力传感器解算飞行器姿态的方法，该方法中飞行器的滚转角为-90°～90°，且飞行器机动过载小于重力加速度的值，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，以磁阻传感器和重力传感器的测量误差为权重，对测量噪声协方差矩阵进行调整，实现对飞行器滚转角的最优估计。该方法通过地磁信息和重力传感器配合使用，可以消除飞行器测量盲区的影响。
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