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公开(公告)号：CN104281153B
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201410367548.X
申请日：2014-07-29
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，在设计拉平着陆轨迹时，首先假设已知拉平起始点高度，然后根据几何关系推导出各轨迹参数的表达式，设计出拉平着陆轨迹。为设计出理想的拉平着陆轨迹，又通过优化算法寻找合适的拉平起始点高度，沿该着陆轨迹进行轨迹推演，使得接地动压为理想接地动压。深下滑着陆轨迹和理想的拉平着陆轨迹构成最优进场着陆轨迹。本发明不仅考虑了飞行器所受的气动力和气动力矩，还考虑了各气动舵面偏转以及起落架放下气动数据对着陆轨迹设计的影响。本发明提供的着陆轨迹设计方法原理简单，采用计算机软件进行优化设计，提高了设计效率。
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公开(公告)号：CN105923172B
公开(公告)日：2017-03-22
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
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：CN105836160B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610320247.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，该方法包括：根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量；根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度；根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令；根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。通过使用本发明所提供的方法，可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导，解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。
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公开(公告)号：CN104978489B
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201510381694.2
申请日：2015-07-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法，包括：第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值；第二步,基于地理坐标运动模型，计算快速下压飞行弹道，并记录整个飞行过程中的最大铰链力矩最大过载以及终端速度Vf和终端倾角Θf；第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。该方法从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了一种技术途径，跟踪计算得到的最小铰链力矩弹道，可有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余量，提升高超声速飞行器的整体性。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN104925271B
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510256514.8
申请日：2015-05-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了升力式飞行器的再入标准轨迹指令的确定方法，包括：根据确定的再入标准轨迹确定高度－速度、阻力加速度－速度的映射关系；利用数学拟合工具，确定高度－速度、阻力加速度－速度的解析形式的映射表达式，从而确定阻力加速度指令和高度指令；利用数学拟合来确定所述映射表达式中的待定系数的拟合值，得到确定的阻力加速度指令、高度指令与速度的拟合映射表达式；根据确定的阻力加速度指令、高度指令与速度的拟合映射表达式，确定再入标准轨迹的阻力加速度导数、二阶导数和当地弹道倾角指令。本发明能够实时生成跟踪制导所需的轨迹指令，减小在线指令生成复杂度，降低对跟踪控制律参数设计的敏感度。
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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：CN104281153A
公开(公告)日：2015-01-14
申请号：CN201410367548.X
申请日：2014-07-29
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，在设计拉平着陆轨迹时，首先假设已知拉平起始点高度，然后根据几何关系推导出各轨迹参数的表达式，设计出拉平着陆轨迹。为设计出理想的拉平着陆轨迹，又通过优化算法寻找合适的拉平起始点高度，沿该着陆轨迹进行轨迹推演，使得接地动压为理想接地动压。深下滑着陆轨迹和理想的拉平着陆轨迹构成最优进场着陆轨迹。本发明不仅考虑了飞行器所受的气动力和气动力矩，还考虑了各气动舵面偏转以及起落架放下气动数据对着陆轨迹设计的影响。本发明提供的着陆轨迹设计方法原理简单，采用计算机软件进行优化设计，提高了设计效率。
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公开(公告)号：CN105867399B
公开(公告)日：2017-05-03
申请号：CN201610244398.2
申请日：2016-04-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种确定多状态跟踪制导参数的方法，该方法包括：建立飞行器再入飞行过程的多状态运动模型，并对所述多状态运动模型进行小偏差线性化处理，得到处理后的线性化方程；基于所述线性化方程，得到制导方程；基于线性二次调节器LQR，设计LQR跟踪控制器，得到相应的反馈控制律；根据多状态跟踪要求，选取控制器加权矩阵；根据所述控制器加权矩阵和制导方程，计算得到制导参数。通过使用本发明所提供的方法，可以根据所确定的制导参数实现对多个状态量的跟踪控制，降低多个状态量跟踪时的相互影响。
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