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公开(公告)号：CN110345814B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201910514281.5
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，包含以下步骤：利用友方导弹的测量信息确定目标在地面坐标系中的位置和速度；实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；建立相对运动方程，计算地面坐标系中的视线角速度；利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中；利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，完成制导算法的设计。本发明利用友方导弹的测量信息计算目标的运动状态信息，依据导弹和目标的相对运动关系计算视线角速度并计算制导指令，避免了由于自身导引头难以探测目标信息时，无法计算制导指令的问题。
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公开(公告)号：CN110765404B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN201910514373.3
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种机弹干扰辨识算法，属于导弹飞行试验数据分析领域，其步骤包括：步骤一、对惯性测量装置获取的角速度信息进行预处理，包含单位变换及滤除高频噪声；步骤二、根据处理后的角速度信息，选取合适的时间间隔，解算角加速度信息；步骤三、根据角加速度信息和导弹转动惯量，求解弹体系下各轴总的力矩分量；步骤四、根据马赫数、合成攻角、气流滚转角、质心、舵偏角等信息，求解导弹自由流下弹体系下各轴的力矩分量；步骤五、根据弹体系下各轴总的力矩减去自由流下的力矩，得到弹体系下各轴机弹干扰力矩分量。本发明针对性地滤除高频信号，并尽量减小相位滞后，确保处理后的角速度信息可用于提取机弹干扰。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110765404A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201910514373.3
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种机弹干扰辨识算法，属于导弹飞行试验数据分析领域，其步骤包括：步骤一、对惯性测量装置获取的角速度信息进行预处理，包含单位变换及滤除高频噪声；步骤二、根据处理后的角速度信息，选取合适的时间间隔，解算角加速度信息；步骤三、根据角加速度信息和导弹转动惯量，求解弹体系下各轴总的力矩分量；步骤四、根据马赫数、合成攻角、气流滚转角、质心、舵偏角等信息，求解导弹自由流下弹体系下各轴的力矩分量；步骤五、根据弹体系下各轴总的力矩减去自由流下的力矩，得到弹体系下各轴机弹干扰力矩分量。本发明针对性地滤除高频信号，并尽量减小相位滞后，确保处理后的角速度信息可用于提取机弹干扰。
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公开(公告)号：CN110345814A
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201910514281.5
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，包含以下步骤：利用友方导弹的测量信息确定目标在地面坐标系中的位置和速度；实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；建立相对运动方程，计算地面坐标系中的视线角速度；利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中；利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，完成制导算法的设计。本发明利用友方导弹的测量信息计算目标的运动状态信息，依据导弹和目标的相对运动关系计算视线角速度并计算制导指令，避免了由于自身导引头难以探测目标信息时，无法计算制导指令的问题。
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公开(公告)号：CN108920783A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810618723.6
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于大量级弹性振动抑制的滤波算法，其步骤包括，根据导弹弹体弹性振型确定陷波滤波器的滤波目标频率，根据弹体弹性体稳定性要求确定陷波滤波器的滤波深度，其中，陷波滤波器的滤波深度根据惯导解算单元计算出来的动压和速度进行实时调节，在保证低频相移满足要求的前提下使目标频率有足够的滤波深度，解决了大量级弹性振动下的弹体的弹性抑制问题。
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公开(公告)号：CN108845507A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810619995.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种强气动非线性特性飞行器控制系统快速性指标的评估方法。本发明所提供的方法包括：步骤一、建立飞行器全参量动力学模型；步骤二、选择若干特征状态；步骤三、设置仿真的初始条件；步骤四、施加一定的阶跃指令，考核控制系统的快速性。本发明基于飞行器全参量动力学模型对控制系统的快速性指标进行评估，解决了由常规的小扰动线性化模型不能准确描述飞行器的非线性气动特性，造成控制系统快速性评估不准确的问题。
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公开(公告)号：CN108845507B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201810619995.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种强气动非线性特性飞行器控制系统快速性指标的评估方法。本发明所提供的方法包括：步骤一、建立飞行器全参量动力学模型；步骤二、选择若干特征状态；步骤三、设置仿真的初始条件；步骤四、施加一定的阶跃指令，考核控制系统的快速性。本发明基于飞行器全参量动力学模型对控制系统的快速性指标进行评估，解决了由常规的小扰动线性化模型不能准确描述飞行器的非线性气动特性，造成控制系统快速性评估不准确的问题。
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