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公开(公告)号：CN118913030A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411249469.9
申请日：2024-09-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限信息的掠顶攻击末制导实现方法，首先实时计算导弹速度在导引头视线垂直方向的分量并估算导弹到目标的距离；然后实时估算导弹与起爆点之间的距离以及导弹起爆点连线与发射系的夹角；接下来计算导弹速度在导弹起爆点连线垂直方向的分量，并计算导弹起爆点视线角速度；最终利用重构的视线角速度替换导引头输出的视线角速度进行比例导引，最终视实现掠顶攻击。通过数学仿真分析，本发明效果较好。
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公开(公告)号：CN119336063A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411296335.2
申请日：2024-09-18
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种考虑攻角延时约束的飞行器自适应控制方法，首先建立飞行器纵向动力学模型；然后通过引入一种新型状态转换函数对模型进行变换，将攻角延时约束控制问题转化为新状态的稳定控制问题；最后针对变换后的模型设计基于神经网络的自适应反步控制策略以保证系统的稳定，从而实现攻角的延时约束。该方法通用性强，计算精度高，具有重要的工程实践参考意义。
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公开(公告)号：CN118049330A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410203467.X
申请日：2024-02-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种固体脉冲姿控发动机抗发射扰动的点火方法，首先根据惯导测量的实时导弹姿态角计算发射系转弹体系的转换矩阵，然后根据标称俯仰角和发射离轴角，计算标称弹轴在发射系的单位投影向量；接下来计算标称弹轴在弹体系的单位投影向量；之后计算弹体俯仰和偏航通道的姿态角偏差；最终结合装定的姿态角偏差阈值，通过逻辑计算得到固体脉冲姿控发动机点火指令。本发明方法可以有效避免由于初始扰动较大而导致弹体发散的问题。
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公开(公告)号：CN118012079A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410428318.3
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/43 , G05D1/242 , G05D109/10
Abstract: 本发明公开了一种基于过载能力的多角度攻击侧向标称轨迹生成方法，首先根据装定的目标点和攻击进入角度计算攻击段水平轨迹；然后根据攻击进入点与过载能力计算绕飞段水平轨迹；接下来计算过发射点且与绕飞轨迹相切的初始段水平轨迹；最后将生成的三段水平轨迹拼接，构成多角度攻击侧向标称轨迹。通过仿真分析，本发明的实施效果较好。
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公开(公告)号：CN118012079B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410428318.3
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/43 , G05D1/242 , G05D109/10
Abstract: 本发明公开了一种基于过载能力的多角度攻击侧向标称轨迹生成方法，首先根据装定的目标点和攻击进入角度计算攻击段水平轨迹；然后根据攻击进入点与过载能力计算绕飞段水平轨迹；接下来计算过发射点且与绕飞轨迹相切的初始段水平轨迹；最后将生成的三段水平轨迹拼接，构成多角度攻击侧向标称轨迹。通过仿真分析，本发明的实施效果较好。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118009819B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410428317.9
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种弱资源情况下的转弯控制策略设计方法，依次计算滚转通道舵偏角指令、弹体实时弹道倾角和弹道偏角、发射系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令、弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令，最终将弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令分配为单片舵偏角指令。本发明有效降低了发射初始段由于舵效低而长时间满舵所导致的程序角跟踪误差较大甚至弹体发散的风险。
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公开(公告)号：CN117663914A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311571698.8
申请日：2023-11-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种360°全方位攻击目标的制导方法，综合了导弹飞行速度、剩余飞行时间、视线系角速度和角度信息，根据期望弹道倾角和弹道偏角，按照最优比例导引规律，形成高低和水平两方向比例导引过载指令，控制导弹以期望角度对目标实施打击。本发明能够在保证导弹命中精度的前提下，实现末端任意角度对目标进行攻击。
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公开(公告)号：CN119336062A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411296332.9
申请日：2024-09-18
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种基于自适应动态规划的飞行器自学习优化控制方法，首先，为保证飞行器在模型不确定、未知外部扰动下的稳定控制，在反步法框架下设计了一种基础稳定控制器。然后，考虑系统跟踪性能会随着扰动变化出现减弱趋势，引入一种基于ADP的参数自调节智能优化算法设计辅助控制器，通过执行‑评价网络权值随跟踪偏差的更新调节获得补偿控制信号进一步减小跟踪误差，实现控制器对环境变化的自学习与自适应能力。最后，通过综合基础控制器和辅助优化控制器，最终得到完整的鲁棒自学习优化控制器。该方法通用性强，计算精度高，具有重要的工程实践参考意义。
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公开(公告)号：CN117663914B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202311571698.8
申请日：2023-11-23
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种360°全方位攻击目标的制导方法，综合了导弹飞行速度、剩余飞行时间、视线系角速度和角度信息，根据期望弹道倾角和弹道偏角，按照最优比例导引规律，形成高低和水平两方向比例导引过载指令，控制导弹以期望角度对目标实施打击。本发明能够在保证导弹命中精度的前提下，实现末端任意角度对目标进行攻击。
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公开(公告)号：CN118009819A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410428317.9
申请日：2024-04-10
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种弱资源情况下的转弯控制策略设计方法，依次计算滚转通道舵偏角指令、弹体实时弹道倾角和弹道偏角、发射系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系速度方向单位向量及速度方向指令单位向量、准弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令、弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令，最终将弹体系俯仰和偏航通道舵偏角指令分配为单片舵偏角指令。本发明有效降低了发射初始段由于舵效低而长时间满舵所导致的程序角跟踪误差较大甚至弹体发散的风险。
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