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龙图腾网获悉北京理工大学申请的专利适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116592708B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-01-06发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310421982.0，技术领域涉及：F41G3/22；该发明授权适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法是由王佳楠;闭昌瑀;陈亚东;单家元;刘俊辉;单永志设计研发完成，并于2023-04-19向国家知识产权局提交的专利申请。

本适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法在说明书摘要公布了：本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，属于飞行器制导与控制领域。本发明实现方法为：采用多项式弹道拟合的方式，设置视线角对于弹目距离的多项式函数，建立多约束条件的代数方程，极大简化多约束弹道的参数求解，将多约束弹道计算问题转变为单变量非线性方程求解问题，解析求解联立的n+1个约束条件，显著降低多约束弹道计算问题求解难度，提高求解效率。根据得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导，且能够提高飞行器对参考弹道的跟踪精度和效率。本发明能够用于解决飞行器制导过程中的攻击角度、时间、末端速度和加速度约束耦合问题。

本发明授权适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法在权利要求书中公布了：1.适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，其特征在于：包括如下步骤， 步骤一、通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建飞行器弹道成型拟合函数，所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件； 步骤一实现方法为， 通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，弹道成型函数设计为如公式1所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数 其中q为视线角、为弹目相对距离与初始弹目相对距离的比值，k0～kn为待定系数；所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件； 步骤二、确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，根据步骤一构建的飞行器弹道成型拟合函数，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率，进而得到参数确定后的弹道成型函数； 步骤二实现方法为， 步骤2.1：确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件； 约束条件①为飞行器初始位置对于式1的约束方程为 qr0＝k0+k1+k2+…+kn＝q02 其中r0为初始弹目相对距离，q0为初始视线方位角； 约束条件②为飞行器初始前置角对于式1的约束方程为 其中σ0为初始前置角； 约束条件③：攻击角度约束对于式1的约束方程为 q0＝θM,f4 其中θM,f为末端攻击角度； 约束条件④为攻击时间约束对于式1的约束方程为 其中r0为初始弹目相对距离，rf为终端弹目距离，vM为飞行器速率，σM为飞行器前置角；tf为终端时刻，t0为初始时刻； 如公式5所示的攻击时间约束在速度定常情况下令t0＝0，公式5转化为如公式6所示的弹道长度约束，进一步降低对攻击时间约束的求解难度； 约束条件⑤为末端速度约束，即飞行器速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为 vMtf＝vM,f7 约束条件⑥为末端加速度约束，即飞行器加速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为 步骤2.2：根据如公式1所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数，结合步骤2.1确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，联立如2～3所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式4～8中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，建立用于多约束耦合飞行器制导的n+1个等式约束方程，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率； 步骤2.3：对于考虑攻击时间约束且飞行器速度定常情况，通过联立如2～3所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式4～8中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数； 对于其余情况，联立如2～3所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式4～8中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析+数值求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数； 步骤三、根据步骤二得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导，且能够提高飞行器对参考弹道的跟踪精度和效率； 步骤三实现方法为， 采用前置角状态跟踪方法，参考前置角设计为 前置角速率为 设计制导指令为 其中kt＞0为反馈误差增益； 通过对制导指令进行转化得 根据如公式12所述制导指令对参考弹道进行跟踪，提高飞行器对对参考弹道的跟踪精度和效率。

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