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公开(公告)号：CN111434586B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN201910032158.X
申请日：2019-01-14
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器制导控制系统，该系统包括：拟卫星制导解算模块、微处理器模块和虚拟目标模拟模块；所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为微处理器模块提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；所述微处理器模块用于解算需用过载，所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；其中，所述虚拟目标模拟模块用于根据起控后的飞行时间实时给出虚拟目标点所在位置，再根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率，从而获得能够修正侧偏的需要过载，据此制导控制飞行器，使得飞行器在修正侧偏的情况下朝向目标飞行。
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公开(公告)号：CN112445235B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN201910797406.X
申请日：2019-08-27
Applicant: 北京理工大学 , 西北工业集团有限公司 , 中国北方工业有限公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法及系统，所述方法通过实时测量高动态飞行器的滚转角信息，实时解算得到指令舵偏角进而控制飞行器滚转角速率，并在飞行器控制系统将指令舵偏角向执行机构传递之后、飞行器实际打舵之前，消除执行机构动力学滞后、获得补偿后指令舵偏角。本方法能够有效控制飞行器滚转稳定，并且消除执行机构动力学滞后带来的不良影响，显著提高飞行器的可靠性，达到精确控制的目标。本发明所述系统通用性强，对滚转飞行器和非滚转飞行器均适用，且都能迅速收敛至期望值。
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公开(公告)号：CN112433473B
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN201910791497.6
申请日：2019-08-26
Applicant: 北京理工大学 , 中国北方工业有限公司
Abstract: 本发明公开了一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法，该系统包括用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息的需用过载接收模块，用于实时获得飞行器的飞行参数的飞行器参数测量模块，和获得舵机响应指令的鲁棒解耦控制模块，其中，通过收敛误差解算子模块实时获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；通过收敛滑模面解算子模块实时获得攻角收敛滑模面和侧滑角收敛滑模面；通过舵机响应指令解算子模块获得俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令。
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公开(公告)号：CN111273682B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811526595.9
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军驻八四四厂军事代表室
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于虚拟目标点的侧偏修正方法，所谓虚拟目标点就是假定任意一坐标作为目标点，使飞行器瞄向该坐标飞行，通过规划一系列连续变化的虚拟目标点，基于虚拟目标点提供侧偏需用过载，发挥飞行器的潜在过载能力，可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时进入导引头的视场域，从而使得大侧偏的飞行器也能够通过激光导引头进行精确制导。
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公开(公告)号：CN111290427B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201811533712.4
申请日：2018-12-14
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军驻八四四厂军事代表室
IPC: G05D1/10 , G05B13/04 , G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种抗高过载的飞行器侧偏修正系统，该系统包括微处理器模块、导航模块和导航比输出模块，通过微处理器模块计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载，通过导航模块为微处理器模块提供飞行器的位置和速度信息，通过导航比输出模块为微处理器模块提供实时变化的导航比，并且所述导航模块包括抗高过载天线，能够在高过载的情况下提供稳定的制导信息，所述导航比输出模块根据飞行器启控时的总射程、实时侧偏距离以等信息得到实时变化的导航比，从而提高其制导性能，保证其在进入末制导时使目标进入导引头的视场域范围内，另外，由于导航比是连续小幅度变动的，不会引起飞行轨迹的大幅度振动，确保飞行过程平稳，最终的命中精度高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111043914B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201811187363.5
申请日：2018-10-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种应用于捷联导引头的弹目视线角速率获取方法及系统，该方法中在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，具体来说，通过设定合理的迭代式和计算系数，使得在极短的时间内迭代得到趋近于真实弹目视线角速率的数值，用以在后续计算需用过载时替换所需的弹目视线角速率。
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公开(公告)号：CN111486865A
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201910088025.4
申请日：2019-01-29
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器，该系统不仅可辅助INS惯性元件缩短零位对准的时间，同时也能补偿由陀螺漂移和加速度计零偏造成的误差，提高INS惯性元件的敏感精度，进而保证飞行器的命中精度，具体来说，通过卡尔曼滤波器处理卫星接收系统和地磁传感器传递出的信息，得到基于卫星的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息，并比较得到上述信息与INS惯性元件输出的信息，将其差值作为INS惯性元件的基准修正参数，根据该基准修正参数修正INS惯性元件，从而缩短INS惯性元件零位对准的时间，提高制导飞行器的制导精度。
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公开(公告)号：CN111412793A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201910016591.4
申请日：2019-01-08
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，该控制系统能够控制远程制导飞行器能对远程目标、中程目标和近程目标进行打击，并且能够在存在较大侧偏的情况下，将飞行器修正回到正确的方向，最终命中目标，具有重要工程意义，具体来说，该远程制导飞行器，包括决策模块和中心处理模块，所述决策模块用于在发射前根据射程信息选择执行工作的制导启控模块；不同的制导启控模块能够控制不同的组件模块启动工作，从而在射程的不同控制相应的组件模块，所述中心处理模块通过接收组件模块传递出的信息生成舵偏指令，控制飞行器飞向目标，其中，在中制导段，根据起控时飞行器的侧偏距离选择相应的导航比进行需要过载的计算。
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公开(公告)号：CN111351401A
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201811572918.8
申请日：2018-12-21
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；其中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离的大小选择对应的导航比来计算侧偏需用过载；在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率，从而可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域；另外，在末制导段中，在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，确保飞行过程平稳最终的命中精度高。
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公开(公告)号：CN111290427A
公开(公告)日：2020-06-16
申请号：CN201811533712.4
申请日：2018-12-14
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军驻八四四厂军事代表室
IPC: G05D1/10 , G05B13/04 , G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种抗高过载的飞行器侧偏修正系统，该系统包括微处理器模块、导航模块和导航比输出模块，通过微处理器模块计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载，通过导航模块为微处理器模块提供飞行器的位置和速度信息，通过导航比输出模块为微处理器模块提供实时变化的导航比，并且所述导航模块包括抗高过载天线，能够在高过载的情况下提供稳定的制导信息，所述导航比输出模块根据飞行器启控时的总射程、实时侧偏距离以等信息得到实时变化的导航比，从而提高其制导性能，保证其在进入末制导时使目标进入导引头的视场域范围内，另外，由于导航比是连续小幅度变动的，不会引起飞行轨迹的大幅度振动，确保飞行过程平稳，最终的命中精度高。
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