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公开(公告)号：CN116804855A
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202310365691.4
申请日：2023-04-07
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种飞行器涡喷发动机停机情况下紧急开伞控制方法，包括以下步骤：S1、建立满足开伞条件的下降弹道，将下降弹道的高度和纵向速度记作标称下降指令；S2、根据标称下降指令生成实际下降弹道指令；S3、当涡喷发动机发生故障停止工作时，根据实际下降弹道指令控制飞行器下降。本发明提供的飞行器涡喷发动机停机情况下紧急开伞控制方法能够在发生涡喷发动机停机故障后安全下降，高度与速度均能达到开伞回收的条件。
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公开(公告)号：CN113110576A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110402142.0
申请日：2021-04-14
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种可连续切换的自适应固定时间收敛协同制导方法，首先建立导弹相对目标的运动关系数学模型，在此基础上预测了各弹体的剩余命中时间，进一步定义了剩余命中时间一致性误差变量，最后给出可保证多弹同时命中目标的连续切换自适应固定时间收敛协同制导律。本发明方法能使多导弹最终同时命中目标，相比已有的固定时间收敛协同制导方法，本发明所设计的方法能够有效降低初始制导指令的冲击。
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公开(公告)号：CN114995517B
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202210886144.6
申请日：2022-07-26
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
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：CN118816901A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410801855.8
申请日：2024-06-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01C21/24 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种超声速飞行器耗油量不变下的航程轨迹设计方法，属于航天领域，包括以下步骤：建立超声速飞行器的动力学模型，根据超声速飞行器的动力学模型得到质心运动方程；选取质量为质心运动方程的新自变量，得到飞行器新的动力学方程；设计初始的基准弹道；利用基准弹道作为初值解，对飞行器新的动力学方程进行凸化处理和离散化处理，并根据处理结果，进行凸化求解；判断求解结果是否收敛，若是，则得到耗油量不变下航程最远爬升轨迹曲线；否则，返回至重新设置基准弹道。本发明提供的一种超声速飞行器耗油量不变下的航程轨迹设计方法解决了轨迹规划问题的过于复杂，难度大的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118689254A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410687663.9
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D13/62
Abstract: 本发明公开了一种基于能量管理的飞行器落速控制方法，属于航空航天控制领域，包括：根据基准弹道信息，获取飞行器的马赫数和高度，并设计纵向过载控制系统，通过弹目距离进行过渡段的判断，并通过飞行器实际的能量变化与基准弹道的能量变化的偏差是否大于预先设定的最大允许能量偏差进行控速段的判断，根据判断结果对飞行器进行过载控制或正常末制导过渡，完成对飞行器的落速控制。本发明设计了基于能量管理的纵向过载控制系统，实现了能量的耗散，减小飞行器落速散布的目标，能够根据实际情况，对飞行器进行过载控制或正常末制导过渡，缩小飞行器落速的散布，保证飞行器全程的稳定控制和对目标的有效打击。
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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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