-
公开(公告)号：CN110262536A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910557216.0
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的纵向控制飞行能量管理方法、系统、电子设备和计算机可读存储介质，该方法包括如下步骤：计算动态导引量、计算纵向速度的法向导引量、计算稳定阶段的法向导引量、计算飞行器的纵向导引指令。本发明利用飞行器当前势态和剩余航程估计飞行器当前能量，设计控制策略，求出飞行器的纵向导引指令，在整个计算过程中，并不涉及求解极值，因而不会陷入求解最优解，能够有效收束飞行器能量。本方法计算过程相对简单，实现容易。
-
公开(公告)号：CN109359408A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811287870.6
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空面导弹控制全流程仿真系统，涉及弹道导弹仿真技术领域。本发明的空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器，高速实时仿真计算机，弹载计算机、综合控制器、舵机和电源。各部分之间通过CAN总线及1553B总线建立通讯网络，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成导航制导规律闭环解算。本发明实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证。本发明还公开了一种空面导弹控制全流程仿真方法，轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。
-
公开(公告)号：CN106556287B
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201610944823.9
申请日：2016-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。
-
公开(公告)号：CN107726921A
公开(公告)日：2018-02-23
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。
-
公开(公告)号：CN109359408B
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN201811287870.6
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种空面导弹控制全流程仿真系统，涉及弹道导弹仿真技术领域。本发明的空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器，高速实时仿真计算机，弹载计算机、综合控制器、舵机和电源。各部分之间通过CAN总线及1553B总线建立通讯网络，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成导航制导规律闭环解算。本发明实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证。本发明还公开了一种空面导弹控制全流程仿真方法，轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110262536B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN201910557216.0
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的纵向控制飞行能量管理方法、系统、电子设备和计算机可读存储介质，该方法包括如下步骤：计算动态导引量、计算纵向速度的法向导引量、计算稳定阶段的法向导引量、计算飞行器的纵向导引指令。本发明利用飞行器当前势态和剩余航程估计飞行器当前能量，设计控制策略，求出飞行器的纵向导引指令，在整个计算过程中，并不涉及求解极值，因而不会陷入求解最优解，能够有效收束飞行器能量。本方法计算过程相对简单，实现容易。
-
公开(公告)号：CN110209197A
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201910557226.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器控制系统设计方法，涉及飞行器制导控制技术领域，该方法包括步骤：根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；横向指令过载表示横向机动大小；根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令。本发明的飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。
-
公开(公告)号：CN106556287A
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201610944823.9
申请日：2016-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
CPC classification number: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。
-
公开(公告)号：CN110209197B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201910557226.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器控制系统设计方法，涉及飞行器制导控制技术领域，该方法包括步骤：根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；横向指令过载表示横向机动大小；根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令。本发明的飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。
-
公开(公告)号：CN110347179B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN201910557219.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的横向飞行能量管理方法，涉及飞行器飞行控制技术领域，该方法包括：根据飞行器对于标准航迹的横向位置偏差和横向速度偏差，计算横向偏差量，再通过计算得到方向累计量；方向累计量表示飞行器的位置偏移方向；根据方向累计量和速度偏移量，计算横向速度导引量；将横向位置偏差经过惯性环节和比例环节，得到横向位置导引量；将横向速度导引量和横向位置导引量进行加权求和，生成横向导引指令，控制无动力飞行器的横向飞行。本发明，以标准航迹为基准，综合考虑了横向速度偏差和横向位置偏差，横向导引融合速度控制，通过横向机动耗散多余燃料，避免过调整，实现飞行器的能量管理。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
12
records
(took 0.03 seconds)
