公开(公告)号：CN110109473A

公开(公告)日：2019-08-09

申请号：CN201910360572.3

申请日：2019-04-29

申请人： 北京理工大学 ,  中国兵器工业试验测试研究院

发明人： 王雨辰 ,  王伟 ,  杨文龙 ,  林德福 ,  王江 ,  王辉 ,  师兴伟

IPC分类号： G05D1/08 ,  G05B13/04

摘要： 本发明公开了一种可应用于旋转飞行器的非线性滚转稳定控制系统及方法，该系统中通过滚转角测量模块实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，通过所述舵偏角指令调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，对于不滚转的飞行器来说，飞行器滚转角为零时进入稳定状态，对于滚转飞行器来说，飞行器滚转角达到预设值时进入稳定状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角指令时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，从而能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值。

公开(公告)号：CN110081883B

公开(公告)日：2021-05-18

申请号：CN201910356726.1

申请日：2019-04-29

申请人： 北京理工大学 ,  中国兵器工业试验测试研究院

发明人： 王雨辰 ,  杨文龙 ,  林德福 ,  王伟 ,  王江 ,  王辉

IPC分类号： G01C21/16 ,  G01C21/18 ,  G01S19/47 ,  G01S19/52

摘要： 本发明公开了一种高速滚转飞行器的低成本组合导航系统及方法，该系统中，通过卫星导航模块实时获得飞行器的位置信息和速度信息，通过惯性导航模块实时获得飞行器的三轴加速度、俯仰角速度、偏航角速度和滚转角速度；通过微处理器解算需用过载，并将需用过载传递给执行机构，通过执行机构控制舵机打舵工作；其中，三轴加速度、俯仰角速度和偏航角速度都可以直接测量得到，滚转角速度通过实时计算得到，都可以直接作为微处理器的输入量。

公开(公告)号：CN110081883A

公开(公告)日：2019-08-02

申请号：CN201910356726.1

申请日：2019-04-29

申请人： 北京理工大学 ,  中国兵器工业试验测试研究院

发明人： 王雨辰 ,  杨文龙 ,  林德福 ,  王伟 ,  王江 ,  王辉

IPC分类号： G01C21/16 ,  G01C21/18 ,  G01S19/47 ,  G01S19/52

摘要： 本发明公开了一种高速滚转飞行器的低成本组合导航系统及方法，该系统中，通过卫星导航模块实时获得飞行器的位置信息和速度信息，通过惯性导航模块实时获得飞行器的三轴加速度、俯仰角速度、偏航角速度和滚转角速度；通过微处理器解算需用过载，并将需用过载传递给执行机构，通过执行机构控制舵机打舵工作；其中，三轴加速度、俯仰角速度和偏航角速度都可以直接测量得到，滚转角速度通过实时计算得到，都可以直接作为微处理器的输入量。

公开(公告)号：CN109992003A

公开(公告)日：2019-07-09

申请号：CN201910360405.9

申请日：2019-04-29

申请人： 北京理工大学 ,  中国兵器工业试验测试研究院

发明人： 王伟 ,  王雨辰 ,  林德福 ,  杨文龙 ,  王江 ,  王辉 ,  师兴伟 ,  纪毅

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 本发明公开了一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统，该方法中通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，再通过所述舵偏角指令调节飞行器舵机的偏转角度，从而调节飞行器的滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，所述稳定状态对于不滚转的飞行器来说是指滚转角速率为零时的状态，所述稳定状态对于滚转飞行器来说是指飞行器滚转角速率达到预设值时的状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，增加了控制方法的鲁棒性，能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值滚转角速率。

公开(公告)号：CN216348093U

公开(公告)日：2022-04-19

申请号：CN202122517652.0

申请日：2021-10-20

申请人： 中国兵器工业试验测试研究院

发明人： 王晓庆 ,  杨文龙 ,  李君智 ,  郑宁歌 ,  张宁 ,  王栋梁 ,  王军林 ,  白帆 ,  张正成 ,  许鑫

IPC分类号： F41J1/10

摘要： 为解决传统的靶标固定方法无法将靶标稳定、可靠地固定的地面上的技术问题，本实用新型提出了一种用于沙漠沙丘地貌条件下的靶标固定装置，包括承力底座、限位装置和支撑单元；承力底座倾斜设置，其一端用于支承靶标底部，另一端用于插入土壤；限位装置设置在承力底座上，通过所述限位装置限定靶标底部在承力底座上的位置；支撑单元倾斜设置，其一端用于支撑靶标上部，另一端用于插入土壤。本实用新型可将靶标稳定、可靠地固定在地面上，达到防止靶标下陷、移动、倾倒的目的，保证了靶场试验过程中靶标的静止性和稳定性。

公开(公告)号：CN115617063A

公开(公告)日：2023-01-17

申请号：CN202110791691.1

申请日：2021-07-13

申请人： 北京理工大学

发明人： 林德福 ,  王思卓 ,  范世鹏 ,  王江 ,  杨文龙 ,  王雨辰 ,  李宇飞

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 本发明公开了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：建立运动模型、确定滑模面、设定趋近率、获得过载控制指令，该方法基于滑模变结构控制，通过设置快速非奇异终端滑模面，使得制导律能够快速收敛，从而使得飞行器的脱靶量、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞行器命中目标时刻的终端落角与期望值相同。本发明公开的带落角约束的飞行器制导控制方法，能够实现大落角约束，且落角能够大于90°，能够实现垂直攻击或反斜面打击，且具有打击精度高、稳定性高、收敛时间短等诸多优点。