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公开(公告)号：CN117369524A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311358499.9
申请日：2023-10-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种面向空气舵的飞行器高空姿态稳定控制方法，涉及飞行器姿态控制技术领域。该方法的步骤包括：确定面向空气舵的三回路反馈驾驶仪和陷波滤波器，三回路反馈驾驶仪包括三回路过载驾驶仪和三回路姿态驾驶仪；将三回路过载驾驶仪切换为三回路姿态驾驶仪；将三回路反馈驾驶仪的外环增益参数调小，使其满足外环带宽的要求与稳定裕度的要求；将俯仰通道三回路姿态驾驶仪的输入量更改为飞行器的弹道倾角与预设攻角之和，反馈量更改为飞行器的俯仰角，将偏航通道三回路姿态驾驶仪的输入量更改为飞行器的弹道偏角与侧滑角之和，反馈量更改为飞行器的偏航角。本发明实现了对飞行器高空姿态的稳定控制，且具有一定的抗干扰性。
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公开(公告)号：CN106379559A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610864500.9
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，具体为：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达，依据姿态四元数计算零时姿态角，进而求取导弹相对地面发射系的姿态：选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航精度。
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公开(公告)号：CN112197987B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011009161.9
申请日：2020-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，属于运载器制导控制技术领域，包括步骤：根据总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表；根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量；利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力；根据导航计算的攻角、高度、速度插值得到运载器动压、气动轴向力系数计算出运载器气动轴向力；计算出运载器发动机推力；根据运载器发动机推力公式计算出当前运载器的质量变化率；对质量变化率进行积分得到运载器当前周期质量。本申请引入摆喷管的摆角以及导航计算的攻角能有效降低终端状态偏差，提高制导精度。
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公开(公告)号：CN106379559B
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201610864500.9
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，具体为：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达，依据姿态四元数计算零时姿态角，进而求取导弹相对地面发射系的姿态：选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航精度。
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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。
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Patent Agency Ranking
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。
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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。
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公开(公告)号：CN117369525A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311358500.8
申请日：2023-10-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种基于固体姿控发动机的飞行器起控阶段姿态控制方法，涉及飞行器姿态控制技术领域。该方法包括以下步骤：确定面向空气舵的三回路反馈驾驶仪和陷波滤波器，三回路反馈驾驶仪包括三回路姿态驾驶仪和三回路过载驾驶仪；在数学仿真模型中，加入固体姿控发动机模块；确定发出固体姿控发动机点火指令时姿态角偏差的预设值。本发明合理设计控制方法，设计相应的三回路反馈驾驶仪和陷波滤波器，在数学仿真模型中加入固体姿控发动机模块，通过固体姿控发动机与空气舵复合控制，实现飞行器起控阶段姿态稳定，具有较强的抗干扰性，不影响后续舵控指令的输出，满足了姿态稳定的指标要求，并具有良好的稳定性品质。
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公开(公告)号：CN112197987A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011009161.9
申请日：2020-09-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，属于运载器制导控制技术领域，包括步骤：根据总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表；根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量；利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力；根据导航计算的攻角、高度、速度插值得到运载器动压、气动轴向力系数计算出运载器气动轴向力；计算出运载器发动机推力；根据运载器发动机推力公式计算出当前运载器的质量变化率；对质量变化率进行积分得到运载器当前周期质量。本申请引入摆喷管的摆角以及导航计算的攻角能有效降低终端状态偏差，提高制导精度。
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公开(公告)号：CN109484674B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201811187583.8
申请日：2018-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。
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