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公开(公告)号：CN112113466B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202010836755.0
申请日：2020-08-19
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/30
Abstract: 本发明公开了一种有限时间收敛的多导弹协同制导方法。该方法为：首先建立弹目相对运动学模型；然后进行运动参数测量与更新；接着估计剩余飞行时间；然后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；接着计算时变导航比例值；然后计算切向加速度指令；接着设计终端角控制项；然后计算法向加速度指令；最后将制导指令输入到执行器，控制导弹飞行；重复进行运动参数测量与更新和协同制导控制，直至制导结束。本发明具有有限时间收敛特性，能够实现碰撞角控制，从而增强导弹毁伤能力。
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公开(公告)号：CN112082427B
公开(公告)日：2022-05-24
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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公开(公告)号：CN112113466A
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN202010836755.0
申请日：2020-08-19
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/30
Abstract: 本发明公开了一种有限时间收敛的多导弹协同制导方法。该方法为：首先建立弹目相对运动学模型；然后进行运动参数测量与更新；接着估计剩余飞行时间；然后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；接着计算时变导航比例值；然后计算切向加速度指令；接着设计终端角控制项；然后计算法向加速度指令；最后将制导指令输入到执行器，控制导弹飞行；重复进行运动参数测量与更新和协同制导控制，直至制导结束。本发明具有有限时间收敛特性，能够实现碰撞角控制，从而增强导弹毁伤能力。
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公开(公告)号：CN110220416A
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201910401301.8
申请日：2019-05-15
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/00
Abstract: 本发明公开了一种自适应快速弹道跟踪制导方法。方法为：首先建立有控滑翔弹纵向平面内运动模型和纵向平面内弹目相对运动学模型；然后通过弹载传感器获取弹体的运动参数，并计算视线角速度信息，更新航迹点；接着设计跟踪制导律；最后将制导指令输入舵机，控制舵片的角度；重复进行运动参数获取和跟踪控制，直至跟踪结束。本发明能够满足战场快速性要求，并且抑制了控制中的气动参数扰动，提高了系统的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN110174653A
公开(公告)日：2019-08-27
申请号：CN201910414326.1
申请日：2019-05-17
Applicant: 南京理工大学
IPC: G01S7/40
Abstract: 本发明公开了一种便携式转速可遥控的毫米波测试转台，包括升降平台连接头、连接杆、编码器、电机、控制电线、供电调速模块、隔转轴承、上壳体、下壳体、U型连接器，升降平台连接头与连接杆上部固连，连接杆下部为开口向下的凹形腔结构，编码器和电机从上到下依次嵌入并固定在凹形腔内，编码器与供电调速模块相连，隔转轴承套设于连接杆下部凹形腔的外圆柱面上，上壳体套设于隔转轴承外圈，下壳体的中心通孔套设于电机的电机轴上，U型连接器上部固接在下壳体上，毫米波雷达组件与U型连接器下部两侧固接。该转台具有质量轻、体积小、转速可遥控等优点，能够搭载于无人机、吊车栏等快速升降平台，真实、高效地模拟末敏弹的稳态扫描过程。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110220416B
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN201910401301.8
申请日：2019-05-15
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/00
Abstract: 本发明公开了一种自适应快速弹道跟踪制导方法。方法为：首先建立有控滑翔弹纵向平面内运动模型和纵向平面内弹目相对运动学模型；然后通过弹载传感器获取弹体的运动参数，并计算视线角速度信息，更新航迹点；接着设计跟踪制导律；最后将制导指令输入舵机，控制舵片的角度；重复进行运动参数获取和跟踪控制，直至跟踪结束。本发明能够满足战场快速性要求，并且抑制了控制中的气动参数扰动，提高了系统的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN112034870A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010836796.X
申请日：2020-08-19
Applicant: 南京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种应用于滑翔制导炮弹的鲁棒姿态自动驾驶方法。该方法为：建立滑翔制导炮弹的姿态运动学模型；设计滑翔制导炮弹控制模型的辅助系统；测量与更新滑翔制导炮弹运动参数，并更新滑翔制导炮弹控制模型的辅助变量；选择状态跟踪误差变量；设计自动驾驶控制律；输入指令到滑翔制导炮弹鸭舵执行器，控制弹体的飞行；重复进行测量与更新运动参数和姿态控制，直至滑翔制导炮弹自动驾驶结束。本发明结构简单，鲁棒性强，便于实际应用。
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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：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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公开(公告)号：CN110471283A
公开(公告)日：2019-11-19
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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