-
公开(公告)号：CN118274828B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410706697.8
申请日：2024-06-03
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种多特征融合的远程制导火箭弹末段组合导航切换方法，包括空中保持惯性/卫星组合导航模式；飞行末段启动导航模式切换机制；剔除异常数据的卫星；根据当前可用卫星的数量，进行导航模式切换。本发明方法能准确辨识远程制导火箭弹末段卫星实际定位精度波动及劣化时刻，实现导航模式的自主切换，保证了导航精度，对远程制导火箭导航设计有很强的工程意义。
-
公开(公告)号：CN116340730B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310602499.2
申请日：2023-05-26
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭弹弹性振动频率在线辨识与抑制方法，首先利用滑动窗口傅里叶变换对速率陀螺或加速度计输出的信号进行时频分析，在关注的频带范围内实时辨识出弹性振动的频率；然后根据辨识结果针对性调整陷波滤波器的参数，使得陷波中心频率始终为弹性振动频率，从而获得较好的滤波效果。
-
公开(公告)号：CN116182647B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202211650260.4
申请日：2022-12-21
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，属于制导控制领域。本发明通过深入分析图像导引头对视线角、视线角速度的定义及其与常用坐标系之间的转换关系，创新性的对现有制导信息提取方法进行改进，有效保证了制导弹药在末端姿态剧烈变化时的精度及落角需求。本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息创新性的引入，将视线角速度旋转得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。
-
公开(公告)号：CN115795687A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211601422.5
申请日：2022-12-13
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明属于高超声速飞行器制导控制系统技术领域，具体涉及一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，从而有效的通过限制过载指令来间接可靠地限制角速度变化范围，在不更改控制器结构的基础上，通过更改限幅方式实现角速度自适应限幅，有效保证了吸气式高超声速飞行器飞行过程中角速度变化需求。该角速度限幅自适应设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类要求角速度限幅的吸气式高超声速飞行器制导控制系统设计中。
-
公开(公告)号：CN118331305A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410459776.3
申请日：2024-04-17
Applicant: 西安现代控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , F42B15/01 , F41G7/34 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，主要解决面向有限攻角序列维数下考虑末速约束的制导火箭弹道生成问题：第一步，构建攻角调整剖面形式并对其进行初始化，并经数值优化与稀疏化基准攻角插值序列生成滑翔段攻角指令；第二步，将滑翔段与末制导段产生的需用过载转化为攻角指令，并考虑过程中的过载与攻角限幅约束进行质点弹道数值积分，进而预测末速；第三步，进行约束判定，根据末速偏差采用牛顿迭代算法更新攻角调整剖面参数并；第四步，当末速偏差小于设定阈值即完成弹道规划，即可输出规划弹道。通过数字仿真验证，本发明方法效果良好。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116566358A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310567725.8
申请日：2023-05-19
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 栗金平 , 杨树兴 , 李琪 , 高登巍 , 宋宇航 , 潘瑞 , 裴培 , 张宝 , 刘梦焱 , 马季容 , 韩琰 , 戴存喜 , 常江 , 程冬 , 卢莺 , 王晨
Abstract: 本发明公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
-
公开(公告)号：CN116340730A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310602499.2
申请日：2023-05-26
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭弹弹性振动频率在线辨识与抑制方法，首先利用滑动窗口傅里叶变换对速率陀螺或加速度计输出的信号进行时频分析，在关注的频带范围内实时辨识出弹性振动的频率；然后根据辨识结果针对性调整陷波滤波器的参数，使得陷波中心频率始终为弹性振动频率，从而获得较好的滤波效果。
-
公开(公告)号：CN118111427B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410534619.4
申请日：2024-04-30
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于姿态预积分的弹载捷联惯导系统姿态保持方法，首先弹载惯性导航装置装定技术阵地的位置信息；然后，弹载惯性导航装置上电稳定后，利用惯性器件采集到的角速度和加速度与参考值对比，进行自检；如果自检正常，在技术阵地采用双矢量定姿解析对准算法完成粗对准，然后采用卡尔曼滤波算法完成精对准，得到技术阵地初始对准姿态阵；当到达发射阵地，装定发射阵地的地理位置，完成发射阵地弹载捷联惯导系统的姿态保持最终值解算。本发明方法在不引入速度和位置耦合误差的前提下实现姿态跟踪，计算量小，有助于提升姿态保持精度。
-
公开(公告)号：CN118449489A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410547571.0
申请日：2024-05-06
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自适应变深度组合结构滤波器设计方法，首先对制导火箭进行模态测试分析制导火箭的共振频率；其次从控制角度对信号进行滤波处理，进而使整个系统的输出更加平滑稳定，对共振频率进行抑制，减小系统发生共振现象的概率；最后采用低通滤波器与多级陷波滤波器串联的形式对俯仰、滚转、偏航三通道的信号进行滤波处理，对共振频率进行不同程度的陷波抑制，根据实时增益大小实现深度自适应滤波，在保证控制系统裕度的前提下对系统结构震颤进行抑制。通过数字仿真及多次飞行试验验证，本发明方法对裕度的影响较小，应用效果良好。
-
公开(公告)号：CN116566358B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202310567725.8
申请日：2023-05-19
Applicant: 西安现代控制技术研究所
Inventor： 刘钧圣 , 苗昊春 , 邓海鹏 , 栗金平 , 杨树兴 , 李琪 , 高登巍 , 宋宇航 , 潘瑞 , 裴培 , 张宝 , 刘梦焱 , 马季容 , 韩琰 , 戴存喜 , 常江 , 程冬 , 卢莺 , 王晨
Abstract: 本发明公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
18
records
(took 0.021 seconds)
