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公开(公告)号：CN115033012A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210443413.1
申请日：2022-04-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器大前斜成像约束方法、装置、设备及读存介质，该方法包括：计算飞行器飞行至目标区域预设范围内时的擦地角，并确定擦地角变化至满足成像约束条件的需求时间；当擦地角变化至满足成像约束的需求时间小于等于实现前斜约束所需的时间时，以前斜角为控制目标量进行闭环控制，使得前斜角满足成像约束条件；在前斜角与所述擦地角均满足成像约束条件时开始计时，并在累积时间满足设定时长后，取消前斜导引控制，进行寻的导引飞行。本申请能够使飞行器进行一定范围的机动，并且能够改变飞行的速度和弹道轨迹，在无需改变飞行器及控制硬件设备结构的情况下，实现飞行器大前斜SAR成像所需要的约束条件。
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公开(公告)号：CN114840008A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210357888.9
申请日：2022-04-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请涉及一种双级推力可调固体运载姿态控制方法及装置，其包括步骤：基于三通道刚体动力学以及双级推力固体运载姿控特性建立双级推力运载动力学模型；根据所述双级推力的宽温条件确定三通道动力系数；根据所述双级推力运载动力学模型和所述三通道动力系数计算三通道控制输出力，并根据所述三通道控制输出力实现双级推力可调固体运载姿态控制。本发明可实现具有宽温适应性的双级推力固体运载姿控系统的高精度控制，且设计结构简单，可靠性高，具有极强的工程应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109484674B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201811187583.8
申请日：2018-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN107726921B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710764566.5
申请日：2017-08-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，包括步骤：确定制导初值；弹目视线角解算；过载指令解算；目标加速度估计；确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式；设计制导程序。达到增加制导律的弹道预估能力的目的。
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公开(公告)号：CN106444807B
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201610864293.7
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，包括以下步骤：S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，并分析得到弹体稳定性指标和操纵性指标；S3、在上述气动性能分析的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，设计时考虑弹体稳定性指标和操纵性指标。S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。本发明方法通过对栅格舵与侧喷流复合控制，实现了对运载火箭姿态的稳定控制。
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公开(公告)号：CN109484674A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811187583.8
申请日：2018-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN106444807A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610864293.7
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明公开了一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，包括以下步骤：S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，并分析得到弹体稳定性指标和操纵性指标；S3、在上述气动性能分析的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，设计时考虑弹体稳定性指标和操纵性指标。S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。本发明方法通过对栅格舵与侧喷流复合控制，实现了对运载火箭姿态的稳定控制。
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