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公开(公告)号：CN114754628B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202210355098.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明提出了一种基于落点预测和虚拟跟踪的飞行体弹道控制方法，以实现控制能力较弱的飞行体，在较大弹道偏差下的精确控制。该方法通过根据实际飞行中的弹道参数，预测出飞行体理论落点Xt、Zt和剩余飞行时间Tt，并计算出理论落点和目标点的位置偏差△X,△Z。根据预估的落点偏差和飞行时间，计算出每秒需要消除的纵向△X/Tt和侧向偏差△Z/Tt，飞行中根据飞行体的实时位置(Xf、Zf)、方案弹道位置(Xp、Zp)、对应时刻需要消除的纵向△XTi/Tt和侧向偏差△ZTi/Tt形成反馈控制，控制飞行体逐步消除弹道偏差，以预测落点和目标点的偏差为最终控制指标，逼近目标点，实现对目标的精确打击。
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公开(公告)号：CN114812291A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210332824.3
申请日：2022-03-31
Applicant: 南京理工大学
Inventor： 王旭刚
Abstract: 本发明公开了一种可完全收缩的柔性变翼机构，以实现飞行器在飞行过程中仿鸟类变翼飞行，通过改变柔性弹翼的形状，实现飞行器在不同的飞行速度和高度情况下，以优化的气动布局飞行。此柔性变翼机构由飞行器主体、带涡轮的主驱动杆、柔性蒙皮、骨架、两个电机、与电机同轴连接的涡杆、扭簧和端盖构成。柔性蒙皮的两端分别固定于骨架和扭簧上，依靠骨架和扭簧的拉力，将柔性蒙皮展开并保持一定的刚性，通过骨架与弹体的夹角不同，实现不同的弹翼柔性变形；当不需要展开时，完全依靠扭簧的方向拉力将柔性弹翼缠绕在扭簧轴上，实现完全的收缩。此变翼机构具有重量轻，结构占用空间小的特点，可以有效的提高飞行体的载荷。
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公开(公告)号：CN119440038A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411502754.7
申请日：2024-10-25
Applicant: 南京理工大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28 , G05D105/55
Abstract: 本发明属于消防灭火装置技术领域，涉及灭火弹飞行参数的确定方法、系统、电子设备及存储介质，灭火弹飞行参数的确定方法包括获取灭火任务的目标方位(α1,β1,h1)；根据灭火车的发射方位(α2,β2,h2)和所述灭火任务的目标方位(α1,β1,h1)确定灭火任务距离X；基于灭火任务距离X和影响灭火弹精度的耦合因素确定灭火弹的质点弹道方程；基于灭火弹的质点弹道方程，确定初始方案飞行轨迹的落点；基于初始方案飞行轨迹的落点，确定最优的灭火弹飞行轨迹输入参数。本发明考虑了灭火弹系统的不确定性、状态不确定性、气动参数不确定性和灭火环境的不确定性，实现了对灭火弹飞行轨迹的控制，可使灭火弹在着火点处精准引爆，从而实现精准落点灭火，提高了灭火精度，实用性强，值得推广。
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公开(公告)号：CN119129299A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411630771.9
申请日：2024-11-15
Applicant: 南京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高速飞行体多阶段轨迹不确定性传播方法，属于高速飞行体轨迹研究技术领域，首先基于高速飞行体的三自由度质心运动模型，建立多阶段轨迹模型；其次将高速飞行体实际飞行环境中的不确定性因素考虑到多阶段轨迹模型中，构建多阶段不确定性轨迹模型；紧接着采用拉丁超立方采样策略，设计一种基于非嵌入式多项式混沌展开和随机响应面法相结合的不确定性量化传播算法，将随机动力学系统转化为高阶确定性动力学系统；然后通过最小二次回归对超定方程组进行求解；采用四阶龙格库塔法解回归系数矩阵；最后在指定最优控制量作用下，获得多阶段轨迹输出响应统计矩，进而获得不确定性在高速飞行体随机动力学系统中的传播机理。
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公开(公告)号：CN119129299B
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411630771.9
申请日：2024-11-15
Applicant: 南京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种高速飞行体多阶段轨迹不确定性传播方法，属于高速飞行体轨迹研究技术领域，首先基于高速飞行体的三自由度质心运动模型，建立多阶段轨迹模型；其次将高速飞行体实际飞行环境中的不确定性因素考虑到多阶段轨迹模型中，构建多阶段不确定性轨迹模型；紧接着采用拉丁超立方采样策略，设计一种基于非嵌入式多项式混沌展开和随机响应面法相结合的不确定性量化传播算法，将随机动力学系统转化为高阶确定性动力学系统；然后通过最小二次回归对超定方程组进行求解；采用四阶龙格库塔法解回归系数矩阵；最后在指定最优控制量作用下，获得多阶段轨迹输出响应统计矩，进而获得不确定性在高速飞行体随机动力学系统中的传播机理。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114993343A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210325505.X
申请日：2022-03-30
Applicant: 南京理工大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提出了一种飞行体滚转角基准位置测量误差修正方法，以实现提高自旋类飞行体滚转姿态角的测量精度。对于受控飞行中的飞行体，飞行体俯仰和偏航方向的控制力方向需要结合滚转姿态角进行分配，实际控制力的方向可以由卫星接收装置测得飞行体的飞行速度，进而获得飞行体俯仰和偏航方向的气动加速度，根据加速度获得实际飞行中的控制力方向，控制力的方向误差可以由实际控制力的方向和指令控制力方向获取，该控制误差可以作为修正量，对飞行体滚转姿态角测量值进行修正，从而提高自旋飞行体滚转姿态角的测量精度。本发明降低了飞行环境对滚转角基准测量传感器的影响，提高了滚转姿态角测量的可靠性和适应性，不增加设计成本和便于采用和实施。
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公开(公告)号：CN114754628A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210355098.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明提出了一种基于落点预测和虚拟跟踪的飞行体弹道控制方法，以实现控制能力较弱的飞行体，在较大弹道偏差下的精确控制。该方法通过根据实际飞行中的弹道参数，预测出飞行体理论落点Xt、Zt和剩余飞行时间Tt，并计算出理论落点和目标点的位置偏差△X,△Z。根据预估的落点偏差和飞行时间，计算出每秒需要消除的纵向△X/Tt和侧向偏差△Z/Tt，飞行中根据飞行体的实时位置(Xf、Zf)、方案弹道位置(Xp、Zp)、对应时刻需要消除的纵向△XTi/Tt和侧向偏差△ZTi/Tt形成反馈控制，控制飞行体逐步消除弹道偏差，以预测落点和目标点的偏差为最终控制指标，逼近目标点，实现对目标的精确打击。
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公开(公告)号：CN114740887A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210325541.6
申请日：2022-03-30
Applicant: 南京理工大学
Inventor： 王旭刚
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种可产生大角度偏转的飞行体偏转头控制方法及系统，基于四点支撑方法，采用四个支撑杆和一个万向节把飞行体的头部与主体相连，通过四个支撑杆的不同伸缩，使得飞行体的头部围绕万向节偏转，四个支撑杆不同的伸缩长度，可以使飞行体头部偏转到需要的方向，从而实现飞行体飞行轨迹的改变。根据四点支撑法原理，采用电机作为驱动元件设计出支撑杆的伸缩驱动机构。本发明可以在较大范围内实现不同角度的偏转，满足飞行体较高机动飞行要求。该控制系统具有机械机构简单、重量轻、成本低等特点，特别适用于飞行环境复杂且需要低成本驱动控制系统的飞行体设计要求，具备较广的适用范围。
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公开(公告)号：CN114646238B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202210325518.7
申请日：2022-03-30
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/22
Abstract: 本发明公开了一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而来实现稳定和高精度的收敛。
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公开(公告)号：CN114646238A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210325518.7
申请日：2022-03-30
Applicant: 南京理工大学
IPC: F41G7/22
Abstract: 本发明公开了一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而来实现稳定和高精度的收敛。
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