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公开(公告)号：CN106020216A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610320246.6
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 本发明公开了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：确定飞行器的法向力系数；根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin；根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzc1。通过使用本发明所提供的方法，可以在满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现纵横向制导力分配的协调。
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公开(公告)号：CN106005481A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610319980.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245 , G05D1/0808
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器的下压末段翻身时机调整方法及系统，包括：建立飞行器在下压末段翻身起判时刻的高度差与翻身时刻待飞航程的映射关系；其中，高度差为飞行器实际高度与标称高度的差值；当处于下压末端的飞行器的实际待飞航程小于预设航程阈值时，记录飞行器此时的实际高度，计算飞行器此时的高度差作为判别高度差；通过映射关系计算判别高度差对应的待飞航程，将计算得到的待飞航程作为判别航程；当飞行器的实际待飞航程等于判别航程时，向飞行器发送翻身指令。本发明能够快速确定最佳翻身时机，减小偏差情况下终段高度及速度散布。
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公开(公告)号：CN104808492B
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510128145.4
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
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公开(公告)号：CN106705996B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201611061742.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。
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公开(公告)号：CN105867403B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610331527.1
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 公开了一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，所述方法包括：获取当地俯仰角φ与当地滚转角γd的约束条件；根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；根据当地滚转角γd的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。本发明通过对制导指令中的攻角、倾侧角进行直接限幅，从而间接保证飞行器在飞行过程中能够满足强姿态约束条件。本发明的方法简单、实用，具有很好的应用效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106017218B
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610331421.1
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明提供一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置，涉及飞行器控制应用技术领域，用于解决由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低的问题。该方法包括获取飞行器的加速度平滑值；根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力，获取基本攻角指令；根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令；根据所述基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令。上述方案，能在有风条件下通过对飞行器制导输出的攻角指令进行补偿，克服了风对飞行器制导的干扰问题，从而达到了提高制导精度的目的。
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公开(公告)号：CN106020229A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610331567.6
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/101
Abstract: 本发明提供一种滑翔飞行器的制导方法，用于解决如何确保滑翔飞行器在具备超强机动能力的前提下，不超越横向走廊边界的问题。所述方法适用于滑翔飞行器有横侧向边界走廊约束的飞行段，具体为根据飞行器距离横侧向走廊左右边界的距离产生附加侧向力，实现边界势能控制，确保满足滑翔飞行的横向约束要求。本发明针对滑翔飞行器横向轨迹控制问题，根据位置信息等快速生成附加侧向力，控制飞行器满足横向走廊约束条件，确保不超越横向边界，即使存在较大干扰和不确定条件，也能够确保飞行器严格满足飞行边界条件。
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公开(公告)号：CN105923172A
公开(公告)日：2016-09-07
申请号：CN201610244179.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的倾斜转弯翻转制导方法，该方法包括：确定飞行器在滑翔飞行过程中的横向约束走廊；根据飞行器当前的横向位置、横向速度和预报时间，确定该飞行器的预测横向位置；根据所确定的横向约束走廊和飞行器的预测横向位置，进行倾侧角指令的翻转判别；根据所述倾侧角指令得到倾侧角制导指令。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免飞行器滑翔过程中由于机动过大而导致的偏离目标攻击方向、翻转次数过多等问题。
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公开(公告)号：CN104787361B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510154722.7
申请日：2015-04-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。
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公开(公告)号：CN104808681A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510102946.3
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。
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