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公开(公告)号：CN104122793B
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201410310101.9
申请日：2014-07-01
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
摘要： 本发明公开了一种满足预设性能的导弹过载控制方法。本发明通过将导弹纵向通道动力学模型写成一般严格反馈系统的形式，并引入性能函数对系统跟踪误差进行性能限定。设计了一种新型的误差转化函数，达到了误差转化函数通过原点的要求。然后针对严格反馈系统，推导出了反向传递性，只对最后一个子系统进行误差转化便可实现对输出误差的预设性能控制，克服了现有方法复杂耗时的不足。本发明的导弹过载控制方法同时满足了对导弹瞬态性能和稳态性能的要求，对于导弹过载控制的发展具有重要意义。
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公开(公告)号：CN105910625A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610308572.5
申请日：2016-05-10
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种运动物体的姿态模拟与网络化姿态测量验证装置。包括网络终端单元组、测姿搭载平台、直线运动单元组、适配器、可编程控制器和存储处理设备，其中：网络终端单元组用于采集并处理网络信息，并传送至适配器和存储处理设备；测姿搭载平台用于搭载对象的姿态和位置模拟；直线运动单元组用于为测姿搭载平台提供驱动；适配器用于可编程运动单元组与可编程运动控制器之间的信号调制和电路切换；可编程运动控制器用于为直线运动单元组提供指令信息；存储处理设备用于实时存储指令信息和收发的数据，并输出搭载对象的实时姿态。网络化载体姿态测量的闭环模拟系统可用于载体的姿态通用化模拟和网络化信源背景下的姿态测量估计和演示验证。
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公开(公告)号：CN104019701A
公开(公告)日：2014-09-03
申请号：CN201410230911.3
申请日：2014-05-28
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
摘要： 本发明公开了一种直接力气动力复合控制方法与前向拦截制导方法，提出一种在考虑连续气动力和离散直接力特点的基础上，通过冲量等效法进行离散化的直接力设计方法，避免了复杂的控制分配问题；根据二维前向拦截导引运动模型和拦截导弹动力学模型，利用时间尺度分离，将拦截导弹和目标的质点运动学与加速度慢变子系统构成的动态系统，看成慢变子系统，将俯仰角速度动态子系统看成快变子系统，通过对俯仰角速度指令的跟踪控制设计得到了考虑直接力/气动力复合控制系统动态的前向拦截导引律。本发明避免了复杂的控制分配问题，前向拦截导引律的设计很方便地考虑了复合控制的动态和特点，便于利用空气动力系数的标称值进行插值计算，便于实际应用。
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公开(公告)号：CN103994698A
公开(公告)日：2014-08-20
申请号：CN201410219270.1
申请日：2014-05-23
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法，包括过载信号与角速度信号测量与限幅处理环节；积分型滑模面的构建与简化滑模控制律参数的选取；简化弹体模型的连续仿真验证；气动参数摄动下的鲁棒性检验与参数调整。本发明基于陀螺仪测量姿态角与速率陀螺仪测量导弹姿态角速度技术，设计了一型简单滑模控制方法，使得控制参数调节选取与同类控制方法相比要简单精炼。本发明的控制律构成简单，控制律鲁棒性强，不需要依赖模型精确信息，对过载测量精度要求不高，对角速度测量精度要求不高，对弹上计算机采样周期要求不高。
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公开(公告)号：CN103994698B
公开(公告)日：2016-10-19
申请号：CN201410219270.1
申请日：2014-05-23
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法，包括过载信号与角速度信号测量与限幅处理环节；积分型滑模面的构建与简化滑模控制律参数的选取；简化弹体模型的连续仿真验证；气动参数摄动下的鲁棒性检验与参数调整。本发明基于陀螺仪测量姿态角与速率陀螺仪测量导弹姿态角速度技术，设计了一型简单滑模控制方法，使得控制参数调节选取与同类控制方法相比要简单精炼。本发明的控制律构成简单，控制律鲁棒性强，不需要依赖模型精确信息，对过载测量精度要求不高，对角速度测量精度要求不高，对弹上计算机采样周期要求不高。
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公开(公告)号：CN104197793B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201410422275.4
申请日：2014-08-25
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明提供了一种导弹PID控制器参数自适应调节的方法，包括对导弹PID控制系统设计、导弹程序飞行弹道设计及特征点提取、导弹自适应迭代学习控制系统数学模型建立、导弹PID控制器参数自适应迭代学习控制系统设计、导弹PID控制器参数大循环自适应迭代学习控制系统稳定性分析以及全弹道仿真试验验证。本发明是先进控制理论与工程实践良好结合的实例，是自适应迭代学习控制技术在工程实践中的具体应用，易于实现，而且控制系统的设计经过了严格的理论推导，理论体系完整，能够实现导弹PID控制器参数的自适应迭代寻优，实现导弹对程序飞行弹道的完全跟踪，所提出的设计思想和理论体系能够应用到类似的控制器参数调节问题，具有广泛应用前景。
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公开(公告)号：CN105737859A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201610308895.4
申请日：2016-05-10
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 一种适用于物体空间位置与姿态测量的实验装置，包括可调式传感器载具、两轴电控测试转台、移动式测控台，卫星接收机和指北仪。可调式传感器载具安装在两轴电控测试转台上，两轴电控测试转台固定在移动式稳定测试台上，指北仪和卫星接收机安装在可调式传感器载具的几何中心上，可调式传感器载具包括一个圆形可调式夹具、四个刚性导轨和多个传感器搭载滑块，传感器搭载滑块分别安装在刚性导轨内，位置可调，刚性导轨铆接在圆形可调式夹具上，导轨之间的角度可调；姿态模拟控制器向转台输出姿态控制指令，两轴转台的转动带动可调式传感器载具完成相应的运动，完成物体的姿态模拟。
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公开(公告)号：CN103994699B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410222204.X
申请日：2014-05-23
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明公开了一种超声速导弹爬升弹道过载指令自动生成的方法，采用弹上计算机设置高空的理想运动目标，然后按照比例导引规律，求出导弹的理想加速度并转换为过载指令，而导弹的过载控制器跟踪对该过载指令进行跟踪，最终完成爬升弹道的指令自动生成设计。本发明对初始发射的高度与姿态的要求范围较宽松，能精确控制导弹末段的高度，具有很好的智能性，导弹初始发射高度和导弹爬升末段高度可任意设定；全程过载可以进行饱和限制修正；末段爬升转平飞过程平滑，过载接近于0；指令设计中所有参数无需预先调整与修正，特别适合应用于智能导弹的多次爬升或任意轨迹规划中。
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公开(公告)号：CN104050318A
公开(公告)日：2014-09-17
申请号：CN201410259193.2
申请日：2014-06-11
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种战术导弹武器系统精度仿真及校验方法，建立导弹的飞行仿真数学模型；开发导弹全弹道仿真软件，选择相应的满足精度的算法，将数学模型转换为计算机程序，在理论条件下进行飞行仿真；进行模型的校验；分析影响导弹命中精度的各种干扰因素，建立这些干扰的数学模型；根据各种干扰对导弹飞行的影响机理，将干扰因素加入到飞行仿真数学模型中进行仿真计算，得到相应的结果；采用基于均匀设计法的蒙特卡洛弹道仿真，用安排仿真实验表，对仿真结果进行统计分析，筛选出对导弹精度影响较为显著的因素。本发明的技术方案可以有效减少仿真数量。
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公开(公告)号：CN104019701B
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410230911.3
申请日：2014-05-28
申请人： 中国人民解放军海军航空工程学院
摘要： 本发明公开了一种直接力气动力复合控制方法与前向拦截制导方法，提出一种在考虑连续气动力和离散直接力特点的基础上，通过冲量等效法进行离散化的直接力设计方法，避免了复杂的控制分配问题；根据二维前向拦截导引运动模型和拦截导弹动力学模型，利用时间尺度分离，将拦截导弹和目标的质点运动学与加速度慢变子系统构成的动态系统，看成慢变子系统，将俯仰角速度动态子系统看成快变子系统，通过对俯仰角速度指令的跟踪控制设计得到了考虑直接力/气动力复合控制系统动态的前向拦截导引律。本发明避免了复杂的控制分配问题，前向拦截导引律的设计很方便地考虑了复合控制的动态和特点，便于利用空气动力系数的标称值进行插值计算，便于实际应用。
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