公开(公告)号：CN106017218B

公开(公告)日：2017-03-01

申请号：CN201610331421.1

申请日：2016-05-18

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 包为民 ,  杨业 ,  黄万伟 ,  马卫华 ,  祁振强 ,  徐国强 ,  郭涛 ,  梁禄扬 ,  吴浩 ,  刘毅

IPC: F41G3/22 ,  G05D1/08

Abstract: 本发明提供一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置，涉及飞行器控制应用技术领域，用于解决由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低的问题。该方法包括获取飞行器的加速度平滑值；根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力，获取基本攻角指令；根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令；根据所述基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令。上述方案，能在有风条件下通过对飞行器制导输出的攻角指令进行补偿，克服了风对飞行器制导的干扰问题，从而达到了提高制导精度的目的。

公开(公告)号：CN106020229A

公开(公告)日：2016-10-12

申请号：CN201610331567.6

申请日：2016-05-18

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 马卫华 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  杨业 ,  包为民 ,  徐国强 ,  郭涛 ,  梁禄扬 ,  吴浩 ,  刘毅

IPC: G05D1/10

CPC classification number: G05D1/101

Abstract: 本发明提供一种滑翔飞行器的制导方法，用于解决如何确保滑翔飞行器在具备超强机动能力的前提下，不超越横向走廊边界的问题。所述方法适用于滑翔飞行器有横侧向边界走廊约束的飞行段，具体为根据飞行器距离横侧向走廊左右边界的距离产生附加侧向力，实现边界势能控制，确保满足滑翔飞行的横向约束要求。本发明针对滑翔飞行器横向轨迹控制问题，根据位置信息等快速生成附加侧向力，控制飞行器满足横向走廊约束条件，确保不超越横向边界，即使存在较大干扰和不确定条件，也能够确保飞行器严格满足飞行边界条件。

公开(公告)号：CN105923172A

公开(公告)日：2016-09-07

申请号：CN201610244179.4

申请日：2016-04-18

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 杨业 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  马卫华 ,  祁振强 ,  吴浩 ,  郭涛 ,  梁禄扬 ,  徐国强

IPC: B64G1/24

CPC classification number: 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。

公开(公告)号：CN105022858B

公开(公告)日：2016-06-01

申请号：CN201510232841.X

申请日：2015-05-08

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 杨业 ,  马卫华 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  禹春梅 ,  唐海红 ,  吴浩

IPC: G06F17/50

Abstract: 本申请公开了一种确定滑翔飞行器阻力加速度走廊边界的方法，包括：将三次样条插值函数S(x)的二阶导数S″(x)表示为每个插值区间上的线性函数，对其进行二次积分得到三次样条插值函数S(x)的表达式；对三次样条插值函数S(x)求导，根据插值节点处一阶导数连续的特点建立相邻节点处二阶导数的关系式；根据三种不同的边界条件，分别导出端点方程，进而建立关于三次样条插值函数S(x)在每个节点二阶导数值Mj(j＝0,1,…,n)的线性方程组，对所述线性方程组进行求解以得到三次样条插值函数S(x)的表达式作为插值结果。

公开(公告)号：CN104973250B

公开(公告)日：2016-01-13

申请号：CN201510382142.3

申请日：2015-07-02

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 杨业 ,  马卫华 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  禹春梅 ,  唐海红 ,  吴浩

IPC: B64D7/00

Abstract: 本发明涉及一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法，包括如下步骤：步骤一，下压初始参数设定；步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻角实用范围；步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。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技术途径，进而有效降低对伺服系统的指标要求，提升高超声速飞行器的整体性。

公开(公告)号：CN104787361B

公开(公告)日：2015-11-04

申请号：CN201510154722.7

申请日：2015-04-02

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 吴浩 ,  杨业 ,  郭涛 ,  梁波 ,  梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。

公开(公告)号：CN104808681A

公开(公告)日：2015-07-29

申请号：CN201510102946.3

申请日：2015-03-09

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 郭涛 ,  杨业 ,  吴浩 ,  梁波 ,  梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠

IPC: G05D1/10

Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。