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公开(公告)号：CN112697376B
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202011430011.5
申请日：2020-12-09
Applicant: 南京理工大学
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明属于水下侵彻试验领域，具体涉及一种水下侵彻试验系统。包括数字式脉冲X光机、高速摄像机、试验水箱、卡板、靶板和六根螺钉连接件，其中试验水箱两侧长边使用钢板作为防护，两侧短边使用钢化玻璃，底部采用加厚钢板，粘接于水箱的四侧底部，并在两长边钢板内侧中间位置分别焊接一块钢卡板，两侧卡板上各开三个螺钉孔用于靶板的固定，试验水箱短边一侧使用数字式脉冲X光机拍摄，另一侧使用高速摄像机拍摄。本发明利用螺钉连接件将靶板与试验水箱固定，采用数字式脉冲X光机和高速摄像机配合工作，实现了可以通过更换靶板多次进行水下侵彻试验的成像。
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公开(公告)号：CN112444705B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201910829658.6
申请日：2019-09-03
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种小波变换故障定位的回归修正方法。通过建立实际故障点d1、理论测出的故障点d0以及线路长度L的回归模型，发现以(d0‑d1)/d1与d1/L呈现一种可以多项式拟合的非线性关系，将此非线性关系以方程概括，在将小波变换与固定波速值所求解的理论测距距离，以及线路长度L代入方程，便可求解出将理论测距距离d0修正后的故障距离。该方法省去求解波速的复杂环节，使得db4测距更加简便，并且以回归模型对db4测距结果修正，提高了db4故障测距的精度。
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公开(公告)号：CN110716581B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN201910965249.9
申请日：2019-10-11
Applicant: 南京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提出了一种基于施瓦尔兹不等式的飞行器避障方法，具体步骤为：建立包含飞行器与障碍物在内的纵平面避障坐标系，确定纵平面避障坐标系下飞行器与障碍物坐标；确定飞行器与障碍物相对距离以及避障剩余飞行时间；按照飞行器执行机构的响应频率实时解算法向过载指令，飞行器执行机构根据法向过载指令工作，直至避障成功。本发明需感知的外界信息少：避障过程种飞行器只需获取障碍物相对位置坐标信息即可。
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公开(公告)号：CN114993343A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210325505.X
申请日：2022-03-30
Applicant: 南京理工大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提出了一种飞行体滚转角基准位置测量误差修正方法，以实现提高自旋类飞行体滚转姿态角的测量精度。对于受控飞行中的飞行体，飞行体俯仰和偏航方向的控制力方向需要结合滚转姿态角进行分配，实际控制力的方向可以由卫星接收装置测得飞行体的飞行速度，进而获得飞行体俯仰和偏航方向的气动加速度，根据加速度获得实际飞行中的控制力方向，控制力的方向误差可以由实际控制力的方向和指令控制力方向获取，该控制误差可以作为修正量，对飞行体滚转姿态角测量值进行修正，从而提高自旋飞行体滚转姿态角的测量精度。本发明降低了飞行环境对滚转角基准测量传感器的影响，提高了滚转姿态角测量的可靠性和适应性，不增加设计成本和便于采用和实施。
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公开(公告)号：CN114935277A
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210212623.X
申请日：2022-03-05
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明为一种滑翔增程制导炮弹理想弹道的在线规划方法。包括如下步骤：建立地面、平动、弹体、弹道和速度坐标系；建立3dof制导炮弹运动方程；进行风洞试验得到气动参数；根据打击要求建立弹道规划问题的性能指标，建立约束条件；在发射后的初始上升段或助推段开始进行理想弹道的规划，获取并处理此时刻的卫星数据，将数据作为起点代入制导炮弹运动方程；利用自适应hp方法重构网格，对网格数目和插值多项式阶次进行优化，利用伪谱法离散最优控制问题，转化为非线性规划问题，求解得到制导炮弹质心运动的理想弹道曲线、速度曲线、弹道倾角曲线、过载曲线和舵偏角曲线。本发明对制导炮弹在线规划理想弹道前受到的干扰不敏感，且打击精度高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114754628A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210355098.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明提出了一种基于落点预测和虚拟跟踪的飞行体弹道控制方法，以实现控制能力较弱的飞行体，在较大弹道偏差下的精确控制。该方法通过根据实际飞行中的弹道参数，预测出飞行体理论落点Xt、Zt和剩余飞行时间Tt，并计算出理论落点和目标点的位置偏差△X,△Z。根据预估的落点偏差和飞行时间，计算出每秒需要消除的纵向△X/Tt和侧向偏差△Z/Tt，飞行中根据飞行体的实时位置(Xf、Zf)、方案弹道位置(Xp、Zp)、对应时刻需要消除的纵向△XTi/Tt和侧向偏差△ZTi/Tt形成反馈控制，控制飞行体逐步消除弹道偏差，以预测落点和目标点的偏差为最终控制指标，逼近目标点，实现对目标的精确打击。
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公开(公告)号：CN110471283B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN201910760506.5
申请日：2019-08-16
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种带碰撞角约束的三维鲁棒制导律构建方法。该方法包括以下步骤：通过弹载测量仪器获取导弹的俯仰、偏航视线角和角速度；根据要求的碰撞角，计算出俯仰视线角、偏航视线角偏差量；建立导弹目标的三维拦截运动模型；构建滑模面，并将所述滑模面对时间求一阶导数；确定一组辅助控制信号，并选择滑模面的参考运动轨迹；根据迭代学习控制，构建三维鲁棒制导律，使得导弹以所需的碰撞角命中目标。本发明能够满足导弹碰撞角的约束，提高了导弹目标的拦截精度，同时提高了系统的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN110763090B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN201910962061.9
申请日：2019-10-11
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种可组合变形子母式察打一体巡飞弹，包括从前至后依次相连的导引部、载荷和动力系统，动力系统后部设有后尾翼，载荷包括第一单翼末敏子弹、联结分离释放机构和第二单翼末敏子弹，第一单翼末敏子弹包括第一战斗部和姿态可调地连接在第一战斗部上的第一主翼片，第二单翼末敏子弹包括第二战斗部和姿态可调地连接在第二战斗部上的第二主翼片；在联结分离释放机构的作用下，所述第一单翼末敏子弹和第二单翼末敏子弹能够独立分离出来。本发明将MEFP战斗部和巡飞弹的大展弦比主翼片组合变形成单翼末敏子弹，既能够兼顾侦察敌情的同时，增大巡飞弹的威力覆盖面积。
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公开(公告)号：CN112444705A
公开(公告)日：2021-03-05
申请号：CN201910829658.6
申请日：2019-09-03
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种小波变换故障定位的回归修正方法。通过建立实际故障点d1、理论测出的故障点d0以及线路长度L的回归模型，发现以(d0‑d1)/d1与d1/L呈现一种可以多项式拟合的非线性关系，将此非线性关系以方程概括，在将小波变换与固定波速值所求解的理论测距距离，以及线路长度L代入方程，便可求解出将理论测距距离d0修正后的故障距离该方法省去求解波速的复杂环节，使得db4测距更加简便，并且以回归模型对db4测距结果修正，提高了db4故障测距的精度。
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公开(公告)号：CN112082427A
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN202010837370.6
申请日：2020-08-19
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/22
Abstract: 本发明公开了一种带碰撞角控制的分布式协同制导方法。该方法为：首先建立弹目相对运动学模型；然后估计剩余飞行时间；接着经通讯链获取其他导弹剩余飞行时间，并计算相对同步误差；然后计算时变导航比例值；计算法线加速度指令；计算切线加速度指令；最后将制导指令输入到执行器，控制导弹飞行；重复进行剩余飞行时间估计和制导同步控制，直至制导结束。本发明基于分布式架构，能够实现大范围的碰撞角控制，且具有简单的结构，便于实际应用。
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