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公开(公告)号：CN110032206B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201910371951.2
申请日：2019-05-06
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统，该方法及系统中在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且在制导控制特定时间后切换重力补偿系数，通过不同的重力补偿系数调整飞行器的姿态，得到期望的较大攻角，实现大落角攻顶。
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公开(公告)号：CN112232132A
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202010988347.7
申请日：2020-09-18
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种融合导航信息的目标识别定位方法，所述方法包括通过结合飞行器高度计给出的高度信息，获得目标在视场中最大像素，将全局随机anchor问题优化为小尺度范围内随机anchor，提高了检测的效率；同时，通过导航设备可以解算得到目标的实际位置。本发明提供的融合导航信息的目标识别定位方法，能够实现对地面目标的快速、精确定位，检测效率提高76.2％。
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公开(公告)号：CN107870631B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201610855877.8
申请日：2016-09-27
申请人： 北京理工大学
IPC分类号： G05D1/12
摘要： 本发明公开了一种无人直升机机载系统及其控制方法，其中，所述系统包括机载数据链终端、稳瞄装置、飞控模块、武器模块和机载任务管理器；所述机载任务管理器包括母板、机载综合控制板和武器发控板，在所述机载综合控制板上设置有信息转发模块、数据提取与打包模块和指令分发模块，在所述武器发控板上设置有上电控制模块和点火控制模块；所述方法包括以下步骤：步骤1、利用稳瞄装置和地面控制站对目标进行搜索、识别、锁定、跟踪和定位，步骤2、调整飞行区域使目标在导引头的探测范围之内，步骤3、利用武器模块和地面控制站进行目标搜索及目标锁定，步骤4、进行目标打击，步骤5、进行战后评估。
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公开(公告)号：CN107870626B
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN201610851435.6
申请日：2016-09-26
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种无人直升机地面任务管理器，其设置于地面控制站，其中，所述地面任务管理器包括ATR机箱(250)，在ATR机箱(250)内设置有地面综合控制板(251)，在地面综合控制板(251)上设置有数据分发模块(2511)和指令重组模块(2512)，其中，所述数据分发模块(2511)用于接收机载系统传输给地面控制站的的数据信息，并将所述数据信息分发给地面控制站的操控席位；所述指令重组模块(2512)用于接收地面控制站的操控席位反馈给地面任务管理器的指令信息，并将所述指令信息进行重组，发送给机载系统。
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公开(公告)号：CN110262537B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201910571614.8
申请日：2019-06-28
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明涉及一种多约束下航天器快速姿态机动参数化确定性规划方法，属于航天器姿态规划技术领域。本发明确定姿态机动当前起始旋转矩阵和角速度，以及目标旋转矩阵和角速度，得到虚拟域上的姿态路径。检测得到当前段姿态路径上违反指向约束的区域。对于每块指向约束违反区域，在指向约束违反区域中间位置生成分段节点，而后依次求解得到各段姿态路径。针对得到的满足指向约束的虚拟域上的姿态路径，利用时间最优路径参数化方法得到满足有界约束和动力学约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩，即为最终的满足多种约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩。本发明无随机性，结果稳定，实际星上应用更可靠。
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公开(公告)号：CN107329485B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710563711.3
申请日：2017-07-12
申请人： 北京理工大学
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开的一种快速的多约束航天器姿态路径递归规划方法，属于航天器姿态制导技术领域。本发明实现方法为：确定航天器姿态机动当前起始姿态和目标姿态；针对起始姿态和目标姿态，采用基准转角不变的欧拉特征轴旋转方式得到当前段机动路径，根据机动角度大小确定合适的路径节点个数，使路径节点分布更均匀；检测得到当前段机动路径上所有违反指向约束的节点；采取选择与多个相邻的指向约束违反节点中间的节点对应的替代节点作为分段节点的路径分段策略，使多段路径过渡更平滑；通过最近临界增量方法生成满足指向约束的可行的分段节点；为适用于存在多个指向约束的复杂情况，采用多次分段和递归求解的方式得到多约束航天器姿态机动路径。
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公开(公告)号：CN110262537A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910571614.8
申请日：2019-06-28
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明涉及一种多约束下航天器快速姿态机动参数化确定性规划方法，属于航天器姿态规划技术领域。本发明确定姿态机动当前起始旋转矩阵和角速度，以及目标旋转矩阵和角速度，得到虚拟域上的姿态路径。检测得到当前段姿态路径上违反指向约束的区域。对于每块指向约束违反区域，在指向约束违反区域中间位置生成分段节点，而后依次求解得到各段姿态路径。针对得到的满足指向约束的虚拟域上的姿态路径，利用时间最优路径参数化方法得到满足有界约束和动力学约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩，即为最终的满足多种约束的时间域上的快速姿态机动轨迹、角速度和控制力矩。本发明无随机性，结果稳定，实际星上应用更可靠。
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公开(公告)号：CN110109473A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910360572.3
申请日：2019-04-29
申请人： 北京理工大学 , 中国兵器工业试验测试研究院
摘要： 本发明公开了一种可应用于旋转飞行器的非线性滚转稳定控制系统及方法，该系统中通过滚转角测量模块实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，通过所述舵偏角指令调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，对于不滚转的飞行器来说，飞行器滚转角为零时进入稳定状态，对于滚转飞行器来说，飞行器滚转角达到预设值时进入稳定状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角指令时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，从而能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值。
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公开(公告)号：CN110044321A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910222738.5
申请日：2019-03-22
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明提供了一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法，该方法通过采用自适应最小二乘滤波法，根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化确定测量噪声协方差矩阵，以实现对飞行器滚转角的最优估计。该方法通过地磁信息和角速率陀螺配合使用，可以消除飞行器测量盲区的影响。
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