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公开(公告)号：CN112009669B
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202010810606.7
申请日：2020-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。
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公开(公告)号：CN105352528B
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201510706334.5
申请日：2015-10-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种应用于弹道导弹的惯导误差在线补偿方法，包括步骤：S1、采集导弹进入高空后惯组输出的脉冲数，计算导弹视加速度；S2、计算视加速度表的零位误差、纵向加速度表比例项误差、初始调平误差以及瞄准误差；S3、采集当前时刻视加速度以及四元数，计算第一组导弹位置和速度；S4、利用零位误差、比例项误差修正当前时刻视加速度，利用初始调平误差、瞄准误差修正当前时刻四元数；利用修正后的视加速度、四元数，计算第二组导弹位置和速度；S5、计算导航位置误差和速度误差；S6、对导弹各时刻位置和速度进行修正，完成惯导误差在线补偿。实施本发明可在不改变导弹惯组指标的情况下，完成惯导误差在线补偿，提高导弹惯导精度。
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公开(公告)号：CN115033012B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202210443413.1
申请日：2022-04-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器大前斜成像约束方法、装置、设备及读存介质，该方法包括：计算飞行器飞行至目标区域预设范围内时的擦地角，并确定擦地角变化至满足成像约束条件的需求时间；当擦地角变化至满足成像约束的需求时间小于等于实现前斜约束所需的时间时，以前斜角为控制目标量进行闭环控制，使得前斜角满足成像约束条件；在前斜角与所述擦地角均满足成像约束条件时开始计时，并在累积时间满足设定时长后，取消前斜导引控制，进行寻的导引飞行。本申请能够使飞行器进行一定范围的机动，并且能够改变飞行的速度和弹道轨迹，在无需改变飞行器及控制硬件设备结构的情况下，实现飞行器大前斜SAR成像所需要的约束条件。
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公开(公告)号：CN115033012A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210443413.1
申请日：2022-04-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器大前斜成像约束方法、装置、设备及读存介质，该方法包括：计算飞行器飞行至目标区域预设范围内时的擦地角，并确定擦地角变化至满足成像约束条件的需求时间；当擦地角变化至满足成像约束的需求时间小于等于实现前斜约束所需的时间时，以前斜角为控制目标量进行闭环控制，使得前斜角满足成像约束条件；在前斜角与所述擦地角均满足成像约束条件时开始计时，并在累积时间满足设定时长后，取消前斜导引控制，进行寻的导引飞行。本申请能够使飞行器进行一定范围的机动，并且能够改变飞行的速度和弹道轨迹，在无需改变飞行器及控制硬件设备结构的情况下，实现飞行器大前斜SAR成像所需要的约束条件。
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公开(公告)号：CN112009669A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010810606.7
申请日：2020-08-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64C9/32
Abstract: 本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109484675B
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN201811289789.1
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器状态参数；计算航天器当前轨道根数、地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度；根据所述地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度得到适应于当前轨道状态应该具有的标准轨道速度矢量；根据所述标准轨道速度矢量与当前实际轨道速度矢量，计算速度矢量的偏差量、剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角；利用所述计算的剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角进行姿态控制和关机控制，涉及轨道控制技术领域。本发明实时性强，制导精度高，对轨道的调整能力强，航天器上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN109484675A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811289789.1
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器状态参数；计算航天器当前轨道根数、地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度；根据所述地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度得到适应于当前轨道状态应该具有的标准轨道速度矢量；根据所述标准轨道速度矢量与当前实际轨道速度矢量，计算速度矢量的偏差量、剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角；利用所述计算的剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角进行姿态控制和关机控制，涉及轨道控制技术领域。本发明实时性强，制导精度高，对轨道的调整能力强，航天器上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN117631700A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311504877.X
申请日：2023-11-13
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本申请公开了一种飞行器的转弹控制方法、系统、设备及可读存储介质，涉及航天飞行器制导控制领域，包括根据滚动通道的起控时间和全方位发射条件下的最大滚动回零时间计算出转弹起始时刻，将转弹起始时刻对应的速度作为开始转弹速度；根据额定天候下最高速度及不同天候下最高速度与额定天候下最高速度间的散布确定结束转弹速度，额定天候为与目标飞行器对应的待飞行天候；根据与目标转弹角度对应的飞行器烧蚀量和预设的发动机防烧蚀厚度确定出最大转弹角度；基于开始转弹速度、结束转弹速度、最大转弹角度及目标飞行器的实时速度生成正弦转弹指令角；基于正弦转弹指令角对飞行器进行转弹动作控制。本申请提高了不同天候下防烧蚀转弹控制的准确性。
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公开(公告)号：CN111157020B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202010014896.4
申请日：2020-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于DEM数据修正导航系统导航高程的方法，涉及导航控制技术领域，包括：装订矩形测高区域的DEM数据；建立关联于测高时刻的弹下点的测量坐标系，并基于DEM数据建立关联于测量坐标系的查询坐标系；导弹的雷达导引头输出导弹在测高时刻的测高数据，根据导航系统的导航位置处理得到导弹在测高坐标系下的第一测高坐标值；根据第一测高坐标值处理得到测高地面点在测高坐标系下的第二测高坐标值；根据弹下点的位置数据和测高地面点的第二测高坐标值处理得到测高地面点在查询坐标系下的查询坐标值，根据查询坐标值查询DEM数据得到大地高程，对雷达导引头的导航高程进行修正。本发明的有益效果：能够快速简单的使用DEM数据修正雷达导引头测高。
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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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