CN112180971A - 多旋翼飞行器多模制导方法及系统 - Google Patents

多旋翼飞行器多模制导方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN112180971A
CN112180971A CN202010872659.1A CN202010872659A CN112180971A CN 112180971 A CN112180971 A CN 112180971A CN 202010872659 A CN202010872659 A CN 202010872659A CN 112180971 A CN112180971 A CN 112180971A
Authority
CN
China
Prior art keywords
guidance
section
aircraft
transition
overload
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.)
Pending
Application number
CN202010872659.1A
Other languages
English (en)
Inventor
莫雳
李希明
范世鹏
郑多
肖振宇
何绍溟
宋韬
张福彪
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.)
Beihang University
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beihang University
Beijing Institute of Technology BIT
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 Beihang University, Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beihang University
Priority to CN202010872659.1A priority Critical patent/CN112180971A/zh
Publication of CN112180971A publication Critical patent/CN112180971A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明公开了一种多旋翼飞行器多模制导方法及系统，该方法中，在飞行器飞行的中制导段和末制导段分别采用不同的制导律进行制导控制，从而充分利用不同制导律的优势，能够针对不同的应用需求提供对应的制导律的组合方案，从而极大地提高了飞行器对于环境的适应性，能够执行要求更高的任务。

Description

多旋翼飞行器多模制导方法及系统
技术领域
本发明涉及多旋翼飞行器的制导方法，具体涉及一种多旋翼飞行器多模制导方法及系统。
背景技术
目前，多旋翼飞行器主要是通过差分GPS、激光测距仪，获得自身与目标之间的位置及相对位置信息，通过L1制导律算法实现制导。这种制导律算法的内容是根据速度方向与到参考点连线方向之间的夹角计算横向机动的需要过载，进而实现制导任务。
除了通过差分GPS、激光测距仪获得信息外，多旋翼飞行器还可以通过视觉系统、SLAM技术等方式获得自身与目标之间的相对位置信息，这其中有时也需要气压计、高度计等辅助装置。而制导律算法除了L1算法外，还有比例导引法、最优制导律、微分对策制导律及模糊自适应滑模制导律等诸多制导律算法，这些制导律都有其各自的优缺点。
随着多旋翼飞行器执行任务时环境条件逐渐变得恶劣和复杂，仅通过单一传测距仪会获得较差的相对位置信息，从而引起制导律对飞行器的控制量会产生较差的控制值。虽然人们还一直在不遗余力地提升硬件性能，但仍难有较大的突破，无法改善硬件本身的缺陷。如雷达系统易受电子干扰和电子欺骗，红外系统无法在恶劣环境下工作等等。
同时，当被追踪目标机动能力较强时，古典的制导技术对飞行器的追踪性能，提出了严峻的挑战。而现代制导律却有着各自的优势，如最优制导律以制导时间短见长，而模糊自适应滑模制导律能够表现出较强的鲁棒性。这些现代的制导律都能够在某方面提高飞行器对目标的追踪能力，而能够将不同制导律对飞行器控制的特色融合到一起，使飞行器既能快速追踪目标，又能不受来自内外变动的干扰，是当前使用单一制导律无法实现的。
然而如何充分利用这些制导律的优点来提高飞行器的制导控制水平是目前鲜有报道的。
由于上述原因，本发明人对现有的多旋翼飞行器的制导控制方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的多旋翼飞行器多模制导方法及系统。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出多旋翼飞行器多模制导方法及系统，该方法中，在飞行器飞行的中制导段和末制导段分别采用不同的制导律进行制导控制，从而充分利用不同制导律的优势，能够针对不同的应用需求提供对应的制导律的组合方案，从而极大地提高了飞行器对于环境的适应性，能够执行要求更高的任务，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种多旋翼飞行器多模制导方法，该方法中，在飞行器飞行的中制导段和末制导段采用不同的制导律进行制导控制，在中制导段和末制导段之间设置过渡段。
其中，在过渡段通过下式获得需用过载：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载；
ai(t0)表示在中制导段中的需用过载；
aj(tb)表示在末制导段中的需用过载；
t0为过渡段开始时刻，T为过渡段时间；t表示从飞行器起飞时起算的实际时间。
其中，所述过渡段时间T为5～20s。
其中，在满足下式时，飞行器进入到过渡段，
Figure BDA0002651619890000031
其中，R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离。
其中，在所述中制导段和末制导段中都采用下述制导律中的任意一种获得需用过载：
L1算法制导律、比例导引法制导律、微分对策制导律、模糊自适应滑模制导律。
其中，中制导段和末制导段采用不同的制导律。
本发明还提供一种多旋翼飞行器多模制导系统，该系统包括中制导段制导模块、过渡段制导模块和末制导段制导模块；
在中制导段制导模块和末制导段制导模块中采用不同的制导律获得需用过载；
在过渡段，飞行器采用融合制导律进行制导控制，其中的需用过载通过下式获得：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载，ai(t0)表示在过渡段前即中制导段中的需用过载；aj(tb)表示在过渡段后即末制导段中的需用过载。
其中，所述过渡段时间T为5～20s。
其中，在满足下式时，飞行器进入到过渡段，
Figure BDA0002651619890000032
其中，R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离。
本发明所具有的有益效果包括：
根据本发明提供的多旋翼飞行器多模制导方法及系统，能够使得飞行器在进入末制导段前迅速地调整制导控制参数，完成中、末制导的交班，为末制导段提供平稳过渡的弹道参数，保证末制导顺利进行；
根据本发明提供的多旋翼飞行器多模制导方法及系统，能够同时应用L1制导律和微分对策制导律，以使得整体制导过程的速度更快；
根据本发明提供的多旋翼飞行器多模制导方法及系统，能够同时应用比例导引法和模糊自适应滑模制导律，以使得整体制导过程的鲁棒性更强更快。
附图说明
图1示出本发明实验例中飞行器的轨迹图；
图2示出本发明实验例中飞行器相对位置曲线图。
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
根据本发明提供的多旋翼飞行器多模制导方法，该方法中，在飞行器飞行的中制导段和末制导段分别采用不同的制导律进行制导控制。
直接进行制导律的切换会造成衔接处的无人机参数瞬间跳动，不利于末制导开始时制导控制性能，延长了交班过渡时间。所以本申请中，在中制导段和末制导段之间设置过渡段，在过渡段同时采用上述两种制导律进行制导控制，即在过渡段中对上述两种制导律作融合处理后再进行制导控制，并且在过渡段完成两种不同制导律的交班融合，使得整体制导控制过程中，输出的制导律平稳无突变。
本发明提供的制导方法旨在通过飞行器追踪目标，控制飞行器逐渐逼近目标，在所述多旋翼飞行器上安装有机载雷达，在雷达获得目标的位置时起，飞行器进入中制导段，在中制导段，雷达既跟踪测量目标又跟踪飞行器自身，与此同时，雷达测距仪开始接受目标的照射回波信号，获得飞行器与目标之间的相对距离；
飞行器能够获得目标与无人机的位置，进而形成飞行器控制指令，该控制指令可以由地面控制站获得，也可以由无人机获得；
在实际飞行过程中，中制导段一般采用雷达、GPS获取相对位置信息，而随着飞行器与目标的逐渐接近，进入末制导后一般采用高精度的云台获取相对位置信息。所述相对位置信息包括飞行器自身的位置和速度信息，还包括目标的位置和速度信息。
其中，优选地，当满足下式时，飞行器进入到过渡段：
Figure BDA0002651619890000051
其中R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离，飞行器经过固定过渡时间T后，进入末制导状态。过渡时间T一般取值为固定值，如选取为5～20s，优选为10～20s。所述云台为装载在飞行器上的用以探测目标的探测设备，其上设置有能够捕捉、追踪目标的摄像头。
所述飞行器采用不同的制导律进行制导控制，就是基于不同的参数信息解算飞行器的需用过载。
具体来说，在L1算法制导律中通过下式解算需用过载：
Figure BDA0002651619890000061
其中，a表示需用过载，V表示飞行器的速度，所述飞行器的速度通过飞行器自身的速度传感器，如微差压风速传感器探测得到，L1表示飞行器与目标的相对距离，通过激光雷达等测距装置探测得到，η表示飞行器与目标位置连线和飞行器速度方向的夹角。
在比例导引法制导律中通过下式解算需用过载：
Figure BDA0002651619890000062
其中，a表示需用过载，K表示比例系数，其取值为3～5，优选地取值为4，V表示飞行器的速度，
Figure BDA0002651619890000063
表示视线角速率，所述视线角速率是指视线即目标与飞行器的连线相对于惯性空间的旋转角速率。
在微分对策制导律中通过下式解算需用过载：
Figure BDA0002651619890000064
Figure BDA0002651619890000065
表示自身最大可用过载。
Figure BDA0002651619890000066
R为飞行器与目标之间的相对距离，q为视线角，
Figure BDA0002651619890000068
表示剩余相对距离对时间的一阶导数，tgo表示剩余估计时间，所述剩余估计时间是指飞行器追上目标所需的估计时间，通过下式获得。
Figure BDA0002651619890000067
在模糊自适应滑模制导律中通过下式解算需用过载：
Figure BDA0002651619890000071
其中，a表示需用过载，k和ε为常数，
Figure BDA0002651619890000072
表示视线角速率，R表示飞行器与目标之间的相对距离。
在过渡段，飞行器采用融合制导律进行制导控制，其中的需用过载通过下式获得：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载，ai(t0)表示在过渡段前/接班前即中制导段中的需用过载；aj(tb)表示在过渡段后/接班后即末制导段中的需用过载，根据具体的飞行器控制方案，ai(t0)和aj(tb)可以选用L1算法制导律、比例导引法制导律、微分对策制导律、模糊自适应滑模制导律等制导律中任意一种制导律获得的需用过载。在过渡段中解算需用过载时，所需用到的末制导段中的需用过载是实时解算的，即以当前的飞行器的飞行状态/飞行参数为基础，通过末制导段中需用过载的解算方法进行实时解算。
t0为过渡段开始时刻，T为过渡段时间，取值为固定值，即5～20s，优选为10～20s；t表示实际时间，该实际时间从飞行器起飞时起算。例如，当飞行器进入过渡段时，此时飞行器从起飞时起算共飞行了280s，此时t0为280，过渡时间取值为20秒，则在刚刚进入过渡段时t的值为280，随着时间变化，在过渡段结束时t的取值为300。
本发明还提供一种多旋翼飞行器多模制导系统，该系统包括中制导段制导模块、过渡段制导模块和末制导段制导模块。
其中，在中制导段制导模块和末制导段制导模块中采用不同的制导律获得需用过载；
在所述中制导段和末制导段中都采用下述制导律中的任意一种获得需用过载：
L1算法制导律、比例导引法制导律、微分对策制导律、模糊自适应滑模制导律。
优选地，当满足下式时，飞行器进入到过渡段：
Figure BDA0002651619890000081
其中R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离，飞行器经过固定过渡时间T后，进入末制导状态。过渡时间T一般取值为固定值，如选取为5～20s，优选为10～20s。
在过渡段，飞行器采用融合制导律进行制导控制，其中的需用过载通过下式获得：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载，ai(t0)表示在过渡段前/接班前即中制导段中的需用过载；aj(tb)表示在过渡段后/接班后即末制导段中的需用过载，根据具体的飞行器控制方案，ai(t0)和aj(tb)可以选用L1算法制导律、比例导引法制导律、微分对策制导律、模糊自适应滑模制导律等制导律中任意一种制导律获得的需用过载。
t0为过渡段开始时刻，T为过渡段时间，取值为固定值，即5～20s，优选为10～20s；t表示实际时间，该实际时间从飞行器起飞时起算。例如，当飞行器进入过渡段时，此时飞行器从起飞时起算共飞行了280s，此时t0为280，过渡时间取值为20秒，则在刚刚进入过渡段时t的值为280，随着时间变化，在过渡段结束时t的取值为300。
实验例：
设定待追踪的目标，从初始位置(100，80，70)，初始速度为5m/s，开始做蛇形机动，其机动轨迹如图1中的细实线目标轨迹所示。飞行器位于(0，0，0)m处，从静止状态开始追踪目标，设定飞行器上的雷达能够实时获得目标的位置信息，该飞行器也能够实时获得其自身的位置信息。
在实验例1中，该飞行器采用多旋翼飞行器多模制导方法，具体地，在中制导段采用L1制导律进行制导控制，其中，需用过载通过下式解算：
Figure BDA0002651619890000091
a表示需用过载，V表示飞行器的速度，L1表示飞行器与目标的相对距离，η表示飞行器与目标位置连线和飞行器速度方向的夹角；
在末制导段采用微分对策制导律进行制导控制，其中，需用过载通过下式解算：
Figure BDA0002651619890000092
其中，a表示需用过载，
Figure BDA0002651619890000093
表示自身最大可用过载。
Figure BDA0002651619890000094
R为飞行器与目标之间的相对距离，q为视线角，
Figure BDA0002651619890000095
表示剩余相对距离对时间的一阶导数，tgo表示剩余估计时间；
在中间的过渡段中，通过下式获得需用过载：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
a需表示飞行器在过渡段时的需用过载，ai(t0)表示在过渡段前/接班前即中制导段中的需用过载；aj(tb)表示在过渡段后/接班后即末制导段中的需用过载；t0为从飞行器起飞到进入过渡段所需的时间，即过渡段开始时刻，取值为280s，T为过渡段时间，取值为20s，t表示从飞行器起飞时起算的实际时间；得到的飞行轨迹如图1中的融合制导律轨迹所示。
对比例1：
该飞行器仅采用L1制导律进行制导控制，其中，需用过载通过下式解算：
Figure BDA0002651619890000101
a表示需用过载，V表示飞行器的速度，L1表示飞行器与目标的相对距离，η表示飞行器与目标位置连线和飞行器速度方向的夹角；
得到的飞行器飞行轨迹如图1中点划线即L1制导轨迹所示。
对比例2：
该飞行器仅采用微分对策制导律进行制导控制，其中，需用过载通过下式解算：
Figure BDA0002651619890000102
其中，a表示需用过载，
Figure BDA0002651619890000103
表示自身最大可用过载，
Figure BDA0002651619890000104
R为飞行器与目标之间的相对距离，q为视线角，
Figure BDA0002651619890000105
表示剩余相对距离对时间的一阶导数，tgo表示剩余估计时间；
得到的飞行器飞行轨迹如图1中微分对策制导律所示。
从图1中可以看出，融合制导律相对L1制导律和微分对策制导律明显轨迹更为平滑，且能完美地实现平滑过渡。
图2展现了采用单独的L1制导律、单独的微分对策制导律以及采用融合制导律过渡的相对位置曲线图。可以看出融合制导率相比L1制导律和微分对策制导律所需的时间更短。
综上，通过图1和图2可以看出，过渡段的融合制导律兼备了两种制导律的优势，可以完美地实现无人机在制导过程中的过渡。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (9)

1.一种多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，该方法中，在飞行器飞行的中制导段和末制导段采用不同的制导律进行制导控制，在中制导段和末制导段之间设置过渡段。
2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，
在过渡段通过下式获得需用过载：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载；
ai(t0)表示在中制导段中的需用过载；
aj(tb)表示在末制导段中的需用过载；
t0为过渡段开始时刻，T为过渡段时间；t表示从飞行器起飞时起算的实际时间。
3.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，
所述过渡段时间T为5～20s。
4.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，
在满足下式时，飞行器进入到过渡段，
Figure FDA0002651619880000011
其中，R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离。
5.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，
在所述中制导段和末制导段中都采用下述制导律中的任意一种获得需用过载：
L1算法制导律、比例导引法制导律、微分对策制导律、模糊自适应滑模制导律。
6.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器多模制导方法，其特征在于，
中制导段和末制导段采用不同的制导律。
7.一种多旋翼飞行器多模制导系统，其特征在于，该系统包括中制导段制导模块、过渡段制导模块和末制导段制导模块；
在中制导段制导模块和末制导段制导模块中采用不同的制导律获得需用过载；
在过渡段，飞行器采用融合制导律进行制导控制，其中的需用过载通过下式获得：
a需＝aj(tb)+(T+t0-t)[ai(t0)-aj(tb)]/T
其中，a需表示飞行器在过渡段时的需用过载，ai(t0)表示在过渡段前即中制导段中的需用过载；aj(tb)表示在过渡段后即末制导段中的需用过载。
8.根据权利要求7所述的多旋翼飞行器多模制导系统，其特征在于，
所述过渡段时间T为5～20s。
9.根据权利要求7所述的多旋翼飞行器多模制导系统，其特征在于，
在满足下式时，飞行器进入到过渡段，
Figure FDA0002651619880000021
其中，R表示飞行器与目标间的相对距离，Rmax表示云台最大探测距离。
CN202010872659.1A 2020-08-26 2020-08-26 多旋翼飞行器多模制导方法及系统 Pending CN112180971A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010872659.1A CN112180971A (zh) 2020-08-26 2020-08-26 多旋翼飞行器多模制导方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010872659.1A CN112180971A (zh) 2020-08-26 2020-08-26 多旋翼飞行器多模制导方法及系统

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112180971A true CN112180971A (zh) 2021-01-05

Family

ID=73925025

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010872659.1A Pending CN112180971A (zh) 2020-08-26 2020-08-26 多旋翼飞行器多模制导方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112180971A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112817335A (zh) * 2021-01-29 2021-05-18 北京信息科技大学 激光驾束制导飞行器的制导控制方法
CN114415723A (zh) * 2022-01-11 2022-04-29 北京科技大学 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130345920A1 (en) * 2003-06-20 2013-12-26 L-3 Unmanned Systems, Inc. Autonomous control of unmanned aerial vehicles
CN103486905A (zh) * 2013-09-06 2014-01-01 中国运载火箭技术研究院 一种再入飞行器末制导交班条件确定方法
CN106688324B (zh) * 2009-04-03 2014-02-26 中国航天空气动力技术研究院 近程空地弹混合程控段末制导段导引方法
CN104298246A (zh) * 2014-09-05 2015-01-21 湖北航天技术研究院总体设计所 一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统
CN105929850A (zh) * 2016-05-18 2016-09-07 中国计量大学 一种具有持续锁定和跟踪目标能力的无人机系统与方法
CN106291592A (zh) * 2016-07-14 2017-01-04 桂林长海发展有限责任公司 一种小型无人机的对抗系统
CN108490773A (zh) * 2018-03-16 2018-09-04 北京理工大学 一种基于视觉传感的仿生分段复合末制导方法
CN109683156A (zh) * 2018-12-28 2019-04-26 深圳市安星数字系统有限公司 一种反制无人机的方法及系统
CN210070745U (zh) * 2019-03-13 2020-02-14 北京天剑维安科技发展有限公司 新型智能网捕反无人机系统
CN111351401A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 北京理工大学 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法
CN111366044A (zh) * 2019-12-29 2020-07-03 湖北航天飞行器研究所 一种平飞过渡段制导控制方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130345920A1 (en) * 2003-06-20 2013-12-26 L-3 Unmanned Systems, Inc. Autonomous control of unmanned aerial vehicles
CN106688324B (zh) * 2009-04-03 2014-02-26 中国航天空气动力技术研究院 近程空地弹混合程控段末制导段导引方法
CN103486905A (zh) * 2013-09-06 2014-01-01 中国运载火箭技术研究院 一种再入飞行器末制导交班条件确定方法
CN104298246A (zh) * 2014-09-05 2015-01-21 湖北航天技术研究院总体设计所 一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统
CN105929850A (zh) * 2016-05-18 2016-09-07 中国计量大学 一种具有持续锁定和跟踪目标能力的无人机系统与方法
CN106291592A (zh) * 2016-07-14 2017-01-04 桂林长海发展有限责任公司 一种小型无人机的对抗系统
CN108490773A (zh) * 2018-03-16 2018-09-04 北京理工大学 一种基于视觉传感的仿生分段复合末制导方法
CN111351401A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 北京理工大学 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法
CN109683156A (zh) * 2018-12-28 2019-04-26 深圳市安星数字系统有限公司 一种反制无人机的方法及系统
CN210070745U (zh) * 2019-03-13 2020-02-14 北京天剑维安科技发展有限公司 新型智能网捕反无人机系统
CN111366044A (zh) * 2019-12-29 2020-07-03 湖北航天飞行器研究所 一种平飞过渡段制导控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
周德兵: "弹道交班自适应算法研究", 《上海航天》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112817335A (zh) * 2021-01-29 2021-05-18 北京信息科技大学 激光驾束制导飞行器的制导控制方法
CN114415723A (zh) * 2022-01-11 2022-04-29 北京科技大学 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备
CN114415723B (zh) * 2022-01-11 2023-09-12 北京科技大学 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101157484B1 (ko) 무인항공기 자동회수 방법
CN109471454B (zh) 一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法
EP3128386B1 (en) Method and device for tracking a moving target from an air vehicle
US20140172200A1 (en) Unmanned aerial vehicle angular reorientation
US8588998B2 (en) Range estimation device
CN109445449B (zh) 一种高亚音速无人机超低空飞行控制系统及方法
CN112180971A (zh) 多旋翼飞行器多模制导方法及系统
CN105446351A (zh) 一种能够锁定目标区域瞭望基于自主导航的无人飞艇系统
CN113155124B (zh) 一种多源辅助导航方法及装置
CN111208824B (zh) 一种无人艇航行串级控制系统及其控制方法
CN110345814B (zh) 一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法
CN109143303B (zh) 飞行定位方法、装置及固定翼无人机
CN114489101B (zh) 一种无人机的末端制导控制方法及系统
CN113110529A (zh) 复杂环境下无人机远距离复合自主导航着降系统及方法
CN113359856B (zh) 一种无人机指定航向目标点导引方法及系统
CN110673627A (zh) 一种森林无人机搜寻方法
CN111221348B (zh) 应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法
RU2418267C1 (ru) Информационно-вычислительная система беспилотного самолета-истребителя
RU2498342C1 (ru) Способ перехвата воздушных целей летательными аппаратами
CN113721642B (zh) 探测跟踪处置一体化的无人机反制控制方法
CN117554989A (zh) 视觉融合激光雷达slam定位导航的方法及其无人机系统
RU200639U1 (ru) Автоматизированное устройство управления беспилотным летательным аппаратом при полете над движущимся наземным объектом
CN111273682B (zh) 基于虚拟目标点的侧偏修正方法
CN110972563B (zh) 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法
RU2252434C2 (ru) Двухдиапазонный следящий угломер

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210105

RJ01 Rejection of invention patent application after publication