CN111256545B - 一种水雷高速打击实时修正方法 - Google Patents

一种水雷高速打击实时修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111256545B
CN111256545B CN201911259239.XA CN201911259239A CN111256545B CN 111256545 B CN111256545 B CN 111256545B CN 201911259239 A CN201911259239 A CN 201911259239A CN 111256545 B CN111256545 B CN 111256545B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rudder
instruction
mine
channel
delta
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911259239.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111256545A (zh
Inventor
杨光
徐良波
舒旭光
张利
杜鹏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
710th Research Institute of CSIC
Original Assignee
710th Research Institute of CSIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 710th Research Institute of CSIC filed Critical 710th Research Institute of CSIC
Priority to CN201911259239.XA priority Critical patent/CN111256545B/zh
Publication of CN111256545A publication Critical patent/CN111256545A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111256545B publication Critical patent/CN111256545B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/20—Missiles having a trajectory beginning below water surface

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种水雷高速打击实时修正方法，属于弹道控制技术领域，首先根据预期打击点以及水雷载荷自身的位置信息，计算俯仰、偏航以及横滚稳定控制指令，然后对稳定控制指令进行限幅，并执行俯仰、偏航以及横滚通道的舵指令迭代计算过程，然后针对每个通道的舵指令进行舵角分配，以实现对水雷载荷上舵机的控制，从而使得水雷载荷瞄准预期打击点进行打击，该过程在每个通道的舵指令迭代计算过程中，均建立了考虑通道角速率以及稳定控制指令的计算模型，最终将所计算出的各通道的舵指令进行舵角分配实现舵机控制，并且根据打击结果实时对舵机控制进行修正，从而能够实现对水雷高速的实时修正，并进一步提高打击精度。

Description

一种水雷高速打击实时修正方法
技术领域
本发明涉及弹道控制技术领域，具体涉及一种水雷高速打击实时修正方法。
背景技术
目前水下高速弹道控制技术成熟的有鱼雷和潜射导弹，而在水雷领域，主动攻击水雷均为无控弹道。
鱼雷弹道为水平弹道，普通鱼雷最大航速不超过50Kn,超空泡鱼雷最大航速可达300Kn，但其航行介质为空气；潜射导弹在水中的弹道为垂直弹道，其在水中的弹道控制仅为稳定弹体姿态，不进行大角度拐弯等复杂弹道控制，所以大于100Kn的垂直弹道控制方法尚属空白。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种水雷高速打击实时修正方法，能够实现对水雷高速的实时修正，并进一步提高打击精度。
为达到上述目的，本发明的技术方案包括如下步骤：
步骤1、根据预期打击点及水雷载荷自身的位置信息，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量的姿态角作为程控指令，包括俯仰角θg、航向角ψg。
步骤2、根据程控指令，获得水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量。
步骤3、将水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量转换到水雷的雷体坐标系，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的雷体坐标系中的分量
Figure BDA0002311159500000011
Figure BDA0002311159500000012
分别为
Figure BDA0002311159500000013
的三个分量。
步骤4、计算俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy以及横滚稳定控制指令Uy。
Figure BDA0002311159500000021
Figure BDA0002311159500000022
Figure BDA0002311159500000023
其中，
Figure BDA0002311159500000024
为限幅后的姿态增量角，
Figure BDA0002311159500000025
限幅前的姿态增量角为
Figure BDA0002311159500000026
dmax为依据经验设定的限幅最大角度；第一中间量为
Figure BDA0002311159500000027
第二中间量为
Figure BDA0002311159500000028
Tg0为指令注入时刻；
Figure BDA0002311159500000029
为指令注入时刻水雷载荷的横滚角，由水雷的捷联惯导组件提供。
步骤5、对俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy和横滚稳定控制指令Ur进行限幅计算，得到俯仰稳定控制指令中间量Up1、偏航稳定控制指令中间量Uy1、横滚稳定控制指令中间量Ur1。
Figure DA00023111595035286573
Figure DA00023111595035368047
Figure DA00023111595035397431
设定k为迭代次数，k为非负整数，k初值取0。
步骤6、分别执行俯仰通道舵指令迭代计算过程、偏航通道舵指令迭代计算过程以及横滚通道舵指令迭代计算过程。
俯仰通道舵指令迭代计算过程为
δp(k)＝-1.4Up1+0.25ωz(k)
Figure BDA0002311159500000032
Figure BDA0002311159500000033
δe(k)＝Xp(k)
Tc为控制周期；Xp(k)为俯仰通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xp(0)＝0；δp(k)为俯仰通道舵指令第二迭代中间量，初值为δp(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000034
为δp(k)的单位时间增量；δe(k)为俯仰通道多指令迭代输出量；ωz(k)俯仰角速率。
偏航通道舵指令迭代计算过程为：
δy(k)＝-1.4Uy1+0.25ωy(k)
Figure BDA0002311159500000035
Figure BDA0002311159500000036
δv(k)＝Xy(k)
其中Xy(k)为偏航通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xy(0)＝0；δy(k)为偏航通道舵指令第二迭代中间量，初值为δy(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000037
为δy(k)的单位时间增量；δv(k)为偏航通道多指令迭代输出量；ωy(k)为偏航角速率。
横滚通道舵指令迭代计算过程为：
δr(k)＝-0.08Ur1+0.014ωx(k)
Figure BDA0002311159500000041
Figure BDA0002311159500000042
δd(k)＝Xr(k)
其中Xr(k)为横滚通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xr(0)＝0；δr(k)为横滚通道舵指令第二迭代中间量，初值为δr(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000043
为δr(k)的单位时间增量；δd(k)为横滚通道多指令迭代输出量；ωx(k)为横滚角速率。
计算出δe(k)、δv(k)、δd(k)进行输出。
步骤7、获取步骤6输出的三通道舵指令，进行舵角分配。
水雷载荷平放时，由水雷尾看向水雷头，舵面布局的上、下、左、右四处分别安装有一路舵机，记为上舵、下舵、左舵和右舵。
δ1为上舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000044
δ2为下舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000045
δ3为左舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000046
δ4为右舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000047
采用δ1、δ2、δ3和δ4分别控制上舵、下舵、左舵和右舵，对预期打击点进行打击。
若未打击到预期打击点，则k自增1，返回步骤6；若打击到预期打击点，则打击过程结束。
有益效果：
本发明提供的一种水雷高速打击实时修正方法，首先根据预期打击点以及水雷载荷自身的位置信息，计算俯仰、偏航以及横滚稳定控制指令，然后对稳定控制指令进行限幅，并执行俯仰、偏航以及横滚通道的舵指令迭代计算过程，然后针对每个通道的舵指令进行舵角分配，以实现对水雷载荷上舵机的控制，从而使得水雷载荷瞄准预期打击点进行打击，该过程在每个通道的舵指令迭代计算过程中，均建立了考虑通道角速率以及稳定控制指令的计算模型，最终将所计算出的各通道的舵指令进行舵角分配实现舵机控制，并且根据打击结果实时对舵机控制进行修正，从而能够实现对水雷高速的实时修正，并进一步提高打击精度。
附图说明
图1为本发明提供的一种水雷高速打击实时修正方法流程图；
图2为本发明实施例中的舵面布局图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种水雷高速打击实时修正方法，其流程如图1所示，包括如下步骤：
步骤1、根据预期打击点及水雷载荷自身的位置信息，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量的姿态角作为程控指令，包括俯仰角θg、航向角ψg。
建立雷体坐标系obxbybzb，其中ob为水雷几何中心，obxbybzb为以水雷几何中心为原点建立的空间坐标系，随水雷的运动而移动，一般情况下可以设定xb是水雷的重轴；建立导航坐标系为o0x0y0z0，o0x0y0z0是在水雷的制导系统启动时建立的坐标系，其中o0设定为与初始的雷体坐标系原点重合，垂直方向为x轴，y轴和z轴处于水平面，该导航坐标系o0x0y0z0是固定不动的；
导航坐标系的平移坐标系为o1x1y1z1，o1与ob重合。
打击点在导航坐标系中的坐标为(x00,y00,z00)，ob在导航坐标系中的坐标为(xbt,ybt,zbt)，(xbt,ybt,zbt)可根据捷联惯导组件解算的位移得到。打击点在平移坐标系中的坐标为(x1t,y1t,z1t)，可由下式得到：
Figure BDA0002311159500000061
计算程控指令θg、ψg：
Figure BDA0002311159500000062
Figure BDA0002311159500000063
步骤2、根据程控指令，获得水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量。
Figure BDA0002311159500000064
步骤3、将水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量转换到水雷的雷体坐标系，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的雷体坐标系中的分量
Figure BDA0002311159500000065
Figure BDA0002311159500000066
分别为
Figure BDA0002311159500000067
的三个分量。
Figure BDA0002311159500000068
其中
Figure BDA0002311159500000069
为雷体坐标系至导航坐标系转换矩阵的转置矩阵，根据捷联惯导组件实时获取的雷体运动姿态得到。
步骤4、计算俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy以及横滚稳定控制指令Uy。
Figure BDA00023111595000000610
Figure BDA0002311159500000071
Figure BDA0002311159500000072
其中，
Figure BDA0002311159500000073
为限幅后的姿态增量角，
Figure BDA0002311159500000074
限幅前的姿态增量角为
Figure BDA0002311159500000075
dmax为依据经验设定的限幅最大角度；第一中间量为
Figure BDA0002311159500000076
第二中间量为
Figure BDA0002311159500000077
Tg0为指令注入时刻，根据水雷的打击过程进行设定；可根据经验进行设定。
Figure BDA0002311159500000078
为指令注入时刻水雷载荷的横滚角，由水雷的捷联惯导组件提供。
步骤5、对俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy和横滚稳定控制指令Ur进行限幅计算，得到俯仰稳定控制指令中间量Up1、偏航稳定控制指令中间量Uy1、横滚稳定控制指令中间量Ur1。
Figure DA00023111595035334645
Figure DA00023111595035379511
Figure DA00023111595035407898
设定k为迭代次数，k为非负整数，k初值取0。
步骤6、分别执行俯仰通道多指令迭代计算过程、偏航通道多指令迭代计算过程以及横滚通道多指令迭代计算过程。
俯仰通道舵指令迭代计算过程为
δp(k)＝-1.4Up1+0.25ωz(k)
Figure BDA0002311159500000081
Figure BDA0002311159500000082
δe(k)＝Xp(k)
Tc为控制周期；Xp(k)为俯仰通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xp(0)＝0；δp(k)为俯仰通道舵指令第二迭代中间量，初值为δp(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000083
为δp(k)的单位时间增量；δe(k)为俯仰通道多指令迭代输出量；ωz(k)俯仰角速率。
偏航通道舵指令迭代计算过程为：
δy(k)＝-1.4Uy1+0.25ωy(k)
Figure BDA0002311159500000084
Figure BDA0002311159500000085
δv(k)＝Xy(k)
其中Xy(k)为偏航通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xy(0)＝0；δy(k)为偏航通道舵指令第二迭代中间量，初值为δy(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000086
为δy(k)的单位时间增量；δv(k)为偏航通道多指令迭代输出量；ωy(k)为偏航角速率；
横滚通道舵指令迭代计算过程为：
δr(k)＝-0.08Ur1+0.014ωx(k)
Figure BDA0002311159500000087
Figure BDA0002311159500000088
δd(k)＝Xr(k)。
其中Xr(k)为横滚通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xr(0)＝0；δr(k)为横滚通道舵指令第二迭代中间量，初值为δr(0)＝0，
Figure BDA0002311159500000091
为δr(k)的单位时间增量；δd(k)为横滚通道多指令迭代输出量；ωx(k)为横滚角速率。
计算出δe(k)、δv(k)、δd(k)进行输出。
步骤7、获取步骤6输出的三通道舵指令，进行舵角分配；
水雷载荷平放时，由水雷尾看向水雷头，舵面布局的上、下、左、右四处分别安装有一路舵机，如图2所示，记为上舵、下舵、左舵和右舵。
δ1为上舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000092
δ2为下舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000093
δ3为左舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000094
δ4为右舵的舵角指令
Figure BDA0002311159500000095
采用δ1、δ2、δ3和δ4分别控制上舵、下舵、左舵和右舵，对预期打击点进行打击。
若未打击到预期打击点，则k自增1，返回步骤6；若打击到预期打击点，则打击过程结束。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种水雷高速打击实时修正方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、根据预期打击点及水雷载荷自身的位置信息，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量的姿态角作为程控指令，包括俯仰角θg、航向角ψg；
步骤2、根据所述程控指令，获得水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量；
步骤3、将水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的导航坐标系中的分量转换到水雷的雷体坐标系，得到水雷载荷指向打击点的单位速度矢量在水雷的雷体坐标系中的分量
Figure FDA0003534156120000011
Figure FDA0003534156120000012
vb(1) vb(2) vb(3)分别为
Figure FDA0003534156120000013
的三个分量；
步骤4、计算俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy以及横滚稳定控制指令Ur；
Figure FDA0003534156120000014
Figure FDA0003534156120000015
Figure FDA0003534156120000016
其中，
Figure FDA0003534156120000017
为限幅后的姿态增量角，
Figure FDA0003534156120000018
限幅前的姿态增量角为
Figure FDA0003534156120000019
dmax为依据经验设定的限幅最大角度；第一中间量为
Figure FDA00035341561200000110
第二中间量为
Figure FDA00035341561200000111
Tg0为指令Uy和指令Up的注入时刻；
Figure FDA00035341561200000112
为指令Ur的注入时刻水雷载荷的横滚角，由水雷的捷联惯导组件提供；
步骤5、对俯仰稳定控制指令Up、偏航稳定控制指令Uy和横滚稳定控制指令Ur进行限幅计算，得到俯仰稳定控制指令中间量Up1、偏航稳定控制指令中间量Uy1、横滚稳定控制指令中间量Ur1；
Figure FDA0003534156120000021
Figure DA00035341561235356786
Figure FDA0003534156120000023
设定k为迭代次数，k为非负整数，k初值取0；
步骤6、分别执行俯仰通道舵指令迭代计算过程、偏航通道舵指令迭代计算过程以及横滚通道舵指令迭代计算过程；
所述俯仰通道舵指令迭代计算过程为
δp(k)＝-1.4Up1+0.25ωz(k)
Figure FDA0003534156120000024
Figure FDA0003534156120000025
δe(k)＝Xp(k)
Tc为控制周期；Xp(k)为俯仰通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xp(0)＝0；δp(k)为俯仰通道舵指令第二迭代中间量，初值为δp(0)＝0，
Figure FDA0003534156120000026
为δp(k)的单位时间增量；δe(k)为俯仰通道多指令迭代输出量；ωz(k)俯仰角速率；
所述偏航通道舵指令迭代计算过程为：
δy(k)＝-1.4Uy1+0.25ωy(k)
Figure FDA0003534156120000031
Figure FDA0003534156120000032
δv(k)＝Xy(k)
其中Xy(k)为偏航通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xy(0)＝0；δy(k)为偏航通道舵指令第二迭代中间量，初值为δy(0)＝0，
Figure FDA0003534156120000033
为δy(k)的单位时间增量；δv(k)为偏航通道多指令迭代输出量；ωy(k)为偏航角速率；
所述横滚通道舵指令迭代计算过程为：
δr(k)＝-0.08Ur1+0.014ωx(k)
Figure FDA0003534156120000034
Figure FDA0003534156120000035
δd(k)＝Xr(k)
其中Xr(k)为横滚通道舵指令第一迭代中间量，初值为Xr(0)＝0；δr(k)为横滚通道舵指令第二迭代中间量，初值为δr(0)＝0，
Figure FDA0003534156120000036
为δr(k)的单位时间增量；δd(k)为横滚通道多指令迭代输出量；ωx(k)为横滚角速率；
计算出δe(k)、δv(k)、δd(k)进行输出；
步骤7、获取步骤6输出的三通道舵指令，进行舵角分配；
水雷载荷平放时，由水雷尾看向水雷头，舵面布局的上、下、左、右四处分别安装有一路舵机，记为上舵、下舵、左舵和右舵；
δ1为所述上舵的舵角指令
Figure FDA0003534156120000037
δ2为所述下舵的舵角指令
Figure FDA0003534156120000038
δ3为所述左舵的舵角指令
Figure FDA0003534156120000039
δ4为所述右舵的舵角指令
Figure FDA0003534156120000041
采用δ1、δ2、δ3和δ4分别控制上舵、下舵、左舵和右舵，对所述预期打击点进行打击；
若未打击到所述预期打击点，则k自增1，返回步骤6；若打击到所述预期打击点，则打击过程结束。
CN201911259239.XA 2019-12-10 2019-12-10 一种水雷高速打击实时修正方法 Active CN111256545B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911259239.XA CN111256545B (zh) 2019-12-10 2019-12-10 一种水雷高速打击实时修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911259239.XA CN111256545B (zh) 2019-12-10 2019-12-10 一种水雷高速打击实时修正方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111256545A CN111256545A (zh) 2020-06-09
CN111256545B true CN111256545B (zh) 2022-07-01

Family

ID=70948553

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911259239.XA Active CN111256545B (zh) 2019-12-10 2019-12-10 一种水雷高速打击实时修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111256545B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112256046A (zh) * 2020-07-20 2021-01-22 武汉罗布科技有限公司 一种水下航行器航向控制方法
CN112815790B (zh) * 2020-12-31 2023-02-03 中国船舶重工集团有限公司第七一0研究所 一种垂直系留主动攻击水雷目标信息传递与同步方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6904859B1 (en) * 2004-04-02 2005-06-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Inlet free torpedo launch system
CN102589553A (zh) * 2012-02-09 2012-07-18 西安费斯达自动化工程有限公司 建立飞行器运动模型的切换方法
CN106595407A (zh) * 2016-11-25 2017-04-26 中国船舶重工集团公司第七0研究所 一种远程自航水雷运动布放锚雷的弹道控制系统
CN107860273A (zh) * 2017-10-31 2018-03-30 中国工程物理研究院电子工程研究所 一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090308236A1 (en) * 2008-06-11 2009-12-17 Vladimir Anatolievich Matveev Missile system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6904859B1 (en) * 2004-04-02 2005-06-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Inlet free torpedo launch system
CN102589553A (zh) * 2012-02-09 2012-07-18 西安费斯达自动化工程有限公司 建立飞行器运动模型的切换方法
CN106595407A (zh) * 2016-11-25 2017-04-26 中国船舶重工集团公司第七0研究所 一种远程自航水雷运动布放锚雷的弹道控制系统
CN107860273A (zh) * 2017-10-31 2018-03-30 中国工程物理研究院电子工程研究所 一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Multi-dimensional Taylor Network Optimal Control;Long Yang etc;《2018 IEEE 3rd Advanced Information Technology Electronic and Automation Control Conference》;20181231;第657-661页 *
基于海流速度和流向的水雷水中弹道建模与仿真;房燕飞等;《舰船科学技术》;20130831;第35卷(第8期);第57-61页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111256545A (zh) 2020-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107941087B (zh) 一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法
CN111256545B (zh) 一种水雷高速打击实时修正方法
CN102927851B (zh) 一种基于轨迹在线规划的末制导方法
CN102163059B (zh) 推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法
CN107609307B (zh) 一种考虑气弹和地球影响的远程火箭弹弹道分析方法
CN110471456B (zh) 高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法
CN102980449B (zh) 一种多枚导弹协同作战的控制方法
CN111336871B (zh) 一种基于迂回式飞行的垂直攻击制导方法
CN111591470A (zh) 一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法
CN111580547B (zh) 一种高超声速飞行器编队控制方法
CN106184819B (zh) 一种姿态机动自适应轨迹规划方法
CN106444822A (zh) 一种基于空间矢量场制导的平流层飞艇路径跟踪控制方法
CN105425812A (zh) 一种基于双模型下的无人机自动着舰轨迹控制方法
CN109407688B (zh) 一种垂直起降火箭在线轨迹规划的质心运动解耦方法
CN110895418A (zh) 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统
CN114035616B (zh) 一种飞行器对移动目标打击控制方法及系统
CN113341710B (zh) 一种飞行器敏捷转弯复合控制方法和应用
JPH05108157A (ja) 制御フイン指令混成方法
CN113126495B (zh) 基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法
CN110823016B (zh) 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法
CN115406312B (zh) 考虑视场角和舵机延时约束的导弹制导控制一体化方法
CN113111433B (zh) 一种双线程嵌入式实时轨迹优化与制导方法
Wang et al. A guidance and control design with reduced information for a dual-spin stabilized projectile
CN111813152A (zh) 一种反辐射无人机自毁方法
CN111007872A (zh) 一种基于扰流片的舵偏分配方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant