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公开(公告)号：CN114545390B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202111663315.0
申请日：2021-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01S13/86 , G01S13/933 , G01S7/02
Abstract: 一种飞行器载雷达对地探测定姿方法，包括如下步骤：获取双通道雷达的多普勒和干涉信息；利用上述多普勒和干涉信息修正惯导测得的姿态误差，所述的姿态误差包括俯仰角误差和横滚角误差；其中，俯仰角误差确定方式如下：在底视对平坦地面探测时，根据惯组测量得到的速度信息与波束指向计算出距离多普勒平面内，波束中心对应的多普勒频率fdc；并寻求能量对称中心作为波束的多普勒中心fdcm，fdcm与fdc的差值由俯仰角偏差带来，依此得到俯仰角误差；横滚角误差确定方式如下：在底视对平坦地面探测时，利用上述俯仰角误差对惯组测量进行修正，利用惯组实测的飞行器横滚角与理论飞行器横滚角做差得到横滚角误差。
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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：CN105094114A
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201510350455.0
申请日：2015-06-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
CPC classification number: G05B23/0254
Abstract: 本发明公开了一种确定LPV控制器的稳定性的方法，该方法包括：根据系统建模误差和LPV参数在线测量偏差，通过模型转换得到参数不确定的LPV系统的线性系统的控制器求解问题的标准形式；将线性系统的控制器求解问题转化为求解一个线性正矩阵不等式的凸优化问题；当所述线性正矩阵不等式有解时，LPV控制器存在且稳定。通过使用本发明所提供的方法，可以确定LPV控制器的稳定性，得到控制器存在的充分条件。
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公开(公告)号：CN104991566A
公开(公告)日：2015-10-21
申请号：CN201510394084.6
申请日：2015-07-07
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 公开了一种用于高超声速飞行器的参数不确定性LPV系统建模方法。其中，对高超声速飞行器的非线性模型进行线性化处理，得到状态空间方程；确定LPV参数，并将状态空间方程中参变矩阵的非零元素拟合为LPV参数的仿射函数；对仿射函数进行处理，确定求解仿射函数的表达式；对线性化处理过程中产生的系统误差进行划归处理，确定求解系统误差的表达式。根据本发明，能够减小测量过程中产生的误差和因建模不准确而带来的系统误差，提高建模精确程度，并且LPV系统参数的个数少，有利于控制器的求解。
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公开(公告)号：CN104155986B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410392003.4
申请日：2014-08-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，所述方法包括：根据如下公式计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δx；使用所述滚动舵的舵面偏转角δx对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；其中，公式为：本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，将其他通道对该通道的惯性耦合特性的交联影响，量化为该通道的空气舵的舵面偏转角；从而可以根据量化出的舵面偏转角对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。
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