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公开(公告)号：CN116204063A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211528636.4
申请日：2022-11-30
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种基于Qt及离线3D地图的仿真系统视景实时显示装置及方法，装置中数据处理模块，用于存储离线地图网页和飞行器模型，响应界面显示模块发送的离线地图网页和飞行器模型请求；界面显示模块，用于显示离线地图网页及飞行器模型运动；共享内存读取模块，用于读取半实物实时仿真系统的共享内存区中存储的飞行器数据并存储；网页通讯模块，用于读取共享内存读取模块中存储的飞行器数据，并将飞行器数据发送到离线地图网页中，以驱动飞行器模型在离线地图中运动。本发明通过建立网站和离线地图使仿真视景显示通过三维地图的方式来实现，并利用Qt解决了半实物仿真系统与网页信息交互的功能，为半实物仿真视景显示提供了可行性方案。
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公开(公告)号：CN113587740B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202110832187.1
申请日：2021-07-22
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公布一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，传统战术导弹大多采用基于角速率的导引法，即比例导引法或修正比例导引法，由伺服型导引头测量得到弹目视线角速度，基于比例导引法得到过载或加速度制导指令。对于捷联型导引头来说，其输出为弹目视线角，故不能直接应用基于视线角速率的比例导引法，本发明针对捷联型导引头输出视线角的特性，发明一种基于弹目视线角的导引律，可以保证在捷联被动反辐射导引头输出视线角存在较大零位偏差以及在导引头输出角度断续的情况下，保证较好的制导特性。
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公开(公告)号：CN113110571B
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202110350566.7
申请日：2021-03-31
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公布一种基于降维状态观测器估计飞行攻角的方法。战术导弹大多不配备攻角传感器，而攻角是战术导弹多回路控制系统设计的一个基础输入量。本发明提出一种基于降维状态观测器估计飞行攻角的方法，由动力学建模和降维状态观测器构成，其中动力学建模根据实时的导弹飞行状态构建二价状态方程，在此基础上构建一个一阶的状态观测器，根据状态观测器的带宽确定观测器参数，即可估计飞行攻角。本方法基于降维状态观测器去估计导弹的飞行攻角，从而提供了一种能够有效获得导弹飞行攻角的算法。
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公开(公告)号：CN113110571A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110350566.7
申请日：2021-03-31
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公布一种基于降维状态观测器估计飞行攻角的方法。战术导弹大多不配备攻角传感器，而攻角是战术导弹多回路控制系统设计的一个基础输入量。本发明提出一种基于降维状态观测器估计飞行攻角的方法，由动力学建模和降维状态观测器构成，其中动力学建模根据实时的导弹飞行状态构建二价状态方程，在此基础上构建一个一阶的状态观测器，根据状态观测器的带宽确定观测器参数，即可估计飞行攻角。本方法基于降维状态观测器去估计导弹的飞行攻角，从而提供了一种能够有效获得导弹飞行攻角的算法。
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公开(公告)号：CN113608547B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202110819210.3
申请日：2021-07-20
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种滑翔制导炸弹基于风补偿的机载火控方法。由于通常情况空中风很大，滑翔制导炸弹在顺风和逆风情况下其真实射程相差很大。滑翔制导炸弹受约束于成本或结构安装等因素一般不配备大气测量系统，在飞行过程中无法利用空速信息，故在设计火控系统时，需要约束投弹条件，即约束风速大小，增加了投弹不便性，错失战机，另外计算火控窗口时需考虑到在逆风情况下投放窗口较小的问题，不能发挥滑翔制导炸弹射程远的优点。本发明针对以上问题，提出了一种基于风补偿的机载火控方法，即利用投放前的机载空速和地速信息估算空中风分布情况，进而对无风情况下的基准射程进行修正，很大程度上拓宽火控投弹窗口，极大方便了飞行员进行投弹操作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113739635A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202110988339.7
申请日：2021-08-26
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
Abstract: 本发明一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，步骤如下：(1)利用引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的纵向制导方法提高弹道前段的法向过载；(2)在法向过载满足要求的工况下通过引入方案滚转角进行BTT制导的方法实现快速侧向纠偏，同时可避免面对称气动布局武器的偏航通道和横滚通道严重的气动耦合工况；(3)在弹道末段改为常规的BTT或STT比例制导保证打击精度。幅度提高武器的发射扇面角。该方法同样适用于无人机载、战斗机载的导弹和炸弹等武器，特别适用于面对称气动布局武器。
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公开(公告)号：CN113739635B
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202110988339.7
申请日：2021-08-26
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
Abstract: 本发明一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，步骤如下：(1)利用引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的纵向制导方法提高弹道前段的法向过载；(2)在法向过载满足要求的工况下通过引入方案滚转角进行BTT制导的方法实现快速侧向纠偏，同时可避免面对称气动布局武器的偏航通道和横滚通道严重的气动耦合工况；(3)在弹道末段改为常规的BTT或STT比例制导保证打击精度。幅度提高武器的发射扇面角。该方法同样适用于无人机载、战斗机载的导弹和炸弹等武器，特别适用于面对称气动布局武器。
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公开(公告)号：CN109737812B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201811608469.8
申请日：2018-12-27
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种空对地制导武器侧向攻击方法和装置，其中，该方法包括：获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψc和飞行器的实时飞行状态，其中，飞行状态包括飞行器的位置、速度、风场条件；根据飞行状态和ψc，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；进一步的再根据虚拟目标位置、攻击目标位置和飞行状态，确定制导武器的飞行轨迹；并根据飞行轨迹，制导武器在发射后飞抵虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据ψc对攻击目标进行侧向攻击。本发明解决了相关技术中由于弹体限制而无法良好实现武器侧向攻击能力的技术问题。
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公开(公告)号：CN113608547A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110819210.3
申请日：2021-07-20
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种滑翔制导炸弹基于风补偿的机载火控方法。由于通常情况空中风很大，滑翔制导炸弹在顺风和逆风情况下其真实射程相差很大。滑翔制导炸弹受约束于成本或结构安装等因素一般不配备大气测量系统，在飞行过程中无法利用空速信息，故在设计火控系统时，需要约束投弹条件，即约束风速大小，增加了投弹不便性，错失战机，另外计算火控窗口时需考虑到在逆风情况下投放窗口较小的问题，不能发挥滑翔制导炸弹射程远的优点。本发明针对以上问题，提出了一种基于风补偿的机载火控方法，即利用投放前的机载空速和地速信息估算空中风分布情况，进而对无风情况下的基准射程进行修正，很大程度上拓宽火控投弹窗口，极大方便了飞行员进行投弹操作。
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公开(公告)号：CN113587740A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110832187.1
申请日：2021-07-22
Applicant: 北京航天飞腾装备技术有限责任公司
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公布一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，传统战术导弹大多采用基于角速率的导引法，即比例导引法或修正比例导引法，由伺服型导引头测量得到弹目视线角速度，基于比例导引法得到过载或加速度制导指令。对于捷联型导引头来说，其输出为弹目视线角，故不能直接应用基于视线角速率的比例导引法，本发明针对捷联型导引头输出视线角的特性，发明一种基于弹目视线角的导引律，可以保证在捷联被动反辐射导引头输出视线角存在较大零位偏差以及在导引头输出角度断续的情况下，保证较好的制导特性。
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