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公开(公告)号：CN117742374A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311627241.4
申请日：2023-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本申请公开了一种天线跟踪指令站方法、系统、设备及可读存储介质，涉及飞行器制导控制领域，包括根据制导系统输出的目标俯仰角和偏航姿态角计算出飞行器体纵轴向量；基于与预设的参考点对应的指令站站址和所述飞行器体纵轴向量确定目标姿态指令四元数；基于所述目标姿态指令四元数、当前姿态指令四元数以及姿态稳定系统输出的调姿角加速度和调姿稳定预留时间输出目标指令四元数，所述目标指令四元数包括匀加速、匀速、匀减速的调姿指令；通过所述目标指令四元数对飞行器的当前姿态进行调姿，以使飞行器达到目标姿态。本申请解决了现有技术中存在的难以保证天线对指令站的可靠跟踪技术问题。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111089588B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN201911380922.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，包括将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；建立包括三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算并得到子惯导实时的姿态失准角和速度；分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。本发明不仅解决了由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题，还提高了姿态角的计算精度。
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公开(公告)号：CN111089588A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911380922.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准算法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，包括将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；建立包括三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算并得到子惯导实时的姿态失准角和速度；分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。本发明不仅解决了由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题，还提高了姿态角的计算精度。
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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：CN113532482B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110927683.5
申请日：2021-08-10
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种冗余惯性测量系统的故障检测方法，涉及惯性测量技术领域，其包括以下步骤：将至少有三正交两斜置的测量装置中任意三表进行组合，形成组合序列；计算该组合序列中每一组合的视加速度值或角速度值，生成计算值序列；将计算序列按照单个轴向计算值进行排序；根据设定的阈值，形成新计算值组合序列，记录个数最多的新计算值组合序列对应的新脉冲组合序列；对三个轴向新脉冲组合序列进行与计算，得到输出正常的脉冲组合序列；组合序列包含的单表为输出正常，序列外为输出异常。本发明提出的故障检测方法简单易执行；且故障检测率高；本发明提出的方法中组合序列的计算可以采用硬件加速方式，有效减少计算时间。
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公开(公告)号：CN113532482A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110927683.5
申请日：2021-08-10
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种冗余惯性测量系统的故障检测方法，涉及惯性测量技术领域，其包括以下步骤：将至少有三正交两斜置的测量装置中任意三表进行组合，形成组合序列；计算该组合序列中每一组合的视加速度值或角速度值，生成计算值序列；将计算序列按照单个轴向计算值进行排序；根据设定的阈值，形成新计算值组合序列，记录个数最多的新计算值组合序列对应的新脉冲组合序列；对三个轴向新脉冲组合序列进行与计算，得到输出正常的脉冲组合序列；组合序列包含的单表为输出正常，序列外为输出异常。本发明提出的故障检测方法简单易执行；且故障检测率高；本发明提出的方法中组合序列的计算可以采用硬件加速方式，有效减少计算时间。
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