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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：CN107515612A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710683550.1
申请日：2017-10-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，该方法包括以下步骤：S1、输入环境专业数据；S2、根据环境专业提供的弹性运动相关数据，建立由侧喷流开关动作产生的弹性箭体角速度数学模型；S3、根据箭体弹性运动特性，设计相应的滤波器；S4、设计与控制性能相匹配的控制门限，合理控制侧喷流喷管开启频率；S5、设计智能节能控制策略，使开启频率门限进行自适应调整。本发明基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，能够实现侧喷流姿控发动机开关动作智能自适应控制策略，能够最大限度抑制高频弹性振动对姿态控制产生的干扰，使得控制效率得到大大增强，以满足固体运载火箭姿态控制精度的需求。
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公开(公告)号：CN105223962B
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201510706349.1
申请日：2015-10-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法，通过对导弹攻角进行动态限幅，以减小气动外形跳变时弹体过载；其中对导弹攻角进行动态限幅，实现方式如下：S1、计算导弹在分离前后稳态过程中的最大攻角幅值和气动外形跳变时导弹的最大攻角幅值，以及导弹攻角和飞行速度的变化范围；S2、确定随导弹飞行速度变化的攻角限幅幅值函数；S3、确定最大升力系数与攻角限幅幅值、飞行速度的函数关系；S4、获取导弹参考面积、质量、以及当前时刻导弹飞行动压、飞行速度和弹道倾角，从而确定当前时刻过载限幅器上限值和下限值。实施本发明可根据导弹飞行实时状态确定最佳的攻角限幅幅值，减小气动外形跳变时弹体过载。
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公开(公告)号：CN105223962A
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201510706349.1
申请日：2015-10-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法，通过对导弹攻角进行动态限幅，以减小气动外形跳变时弹体过载；其中对导弹攻角进行动态限幅，实现方式如下：S1、计算导弹在分离前后稳态过程中的最大攻角幅值和气动外形跳变时导弹的最大攻角幅值，以及导弹攻角和飞行速度的变化范围；S2、确定随导弹飞行速度变化的攻角限幅幅值函数；S3、确定最大升力系数与攻角限幅幅值、飞行速度的函数关系；S4、获取导弹参考面积、质量、以及当前时刻导弹飞行动压、飞行速度和弹道倾角，从而确定当前时刻过载限幅器上限值和下限值。实施本发明可根据导弹飞行实时状态确定最佳的攻角限幅幅值，减小气动外形跳变时弹体过载。
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公开(公告)号：CN118591127A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410829226.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种综合控制一体机及壳体，涉及航天器综合控制设备领域，一方面，该壳体包括外壳体、分隔板和连接件，外壳体内具有容纳空间；多个分隔板平行且间隔设在容纳空间内，并与外壳体的内壁连接；连接件连接在相邻两个分隔板之间，连接件的顶壁和底壁分别与外壳体的内壁间隔以形成两个第一安装空间，连接件与两个分隔板连接的侧壁分别开设有第一容纳槽，并与分隔板的第一通孔连通，形成第二安装空间，连接件与外壳体连接的两个侧壁分别开设有第二容纳槽，并与外壳体的第二通孔连通，形成第三安装空间。另一方面，该综合控制一体机包括上述壳体。通过设置分隔板和连接件，有效分配安装空间，提高一体机低频抗振性能的同时满足轻质化需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111324142A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010014365.5
申请日：2020-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，涉及制导控制领域，包括：以导弹为被控对象建模并设计相应的传统姿态驾驶仪；建立被控对象的非线性动力学方程组；考虑综合干扰z3建立状态空间标准型；通过非线性运动学方程组获取被控对象的输入输出结果设计扩张状态观测器；通过扩张状态观测器将综合干扰z3和控制增益b0反馈到传统姿态驾驶仪的控制输出处得到自抗扰三回路姿态驾驶仪；对导弹进行扰动补偿控制。本发明有益效果：继承现有驾驶仪结构和设计参数，通过自抗扰扩张状态观测器对导弹建模过程中因参数固化和小扰动假设产生的未建模扰动和不确定性干扰进行估计和补偿，由扩张状态观测器将综合干扰反馈到控制输出处从而实现姿态驾驶仪解耦设计。
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公开(公告)号：CN110220534A
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201910441272.8
申请日：2019-05-24
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上惯组的在线标定方法，其包括：载体沿规划的运行路径运行，得到组数相同的若干组卫星接收机输出信息和惯组脉冲输出信息；在载体运行完毕后，根据获取的初始导航信息和第一组惯组脉冲输出信息得到第一组纯惯性导航信息并滤波时间更新；在第一组纯惯性导航信息和滤波时间更新结束时，根据第一组卫星接收机输出信息构建观测方程并进行滤波量测更新，得到弹上惯组在当前组的状态估计；根据下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，重复以上步骤，计算得到下一组的状态估计，直至计算完成所有组的状态估计；根据最后一组的状态估计修正基础标定参数并更新，多次重复执行，获取最终的基础标定参数，完成在线标定。
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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：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：CN111324142B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202010014365.5
申请日：2020-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法，涉及制导控制领域，包括：以导弹为被控对象建模并设计相应的传统姿态驾驶仪；建立被控对象的非线性动力学方程组；考虑综合干扰z3建立状态空间标准型；通过非线性运动学方程组获取被控对象的输入输出结果设计扩张状态观测器；通过扩张状态观测器将综合干扰z3和控制增益b0反馈到传统姿态驾驶仪的控制输出处得到自抗扰三回路姿态驾驶仪；对导弹进行扰动补偿控制。本发明有益效果：继承现有驾驶仪结构和设计参数，通过自抗扰扩张状态观测器对导弹建模过程中因参数固化和小扰动假设产生的未建模扰动和不确定性干扰进行估计和补偿，由扩张状态观测器将综合干扰反馈到控制输出处从而实现姿态驾驶仪解耦设计。
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