买专利卖专利找龙图腾，真高效！ 查专利查商标用IPTOP,全免费！专利年费监控用IP管家,真方便！

龙图腾网获悉西安现代控制技术研究所申请的专利一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计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：CN119203550B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-21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：202411296343.7，技术领域涉及：G06F30/20；该发明授权一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法是由马乾才;刘明喜;牛智奇;许琛;苟秋雄;李延宁;巩祥瑞;潘迅;赵小侠;王伟;牛冰;郑建强;符胜楠;杨靖;裴培;王磊;成高;邵宝川设计研发完成，并于2024-09-18向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法，通过分别设计长周期子系统和短周期子系统用以处理高动态飞行过程中的长周期状态变量和短周期状态变量，以实现超远程制导火箭在高动态运动过程中快速准确地跟踪过载指令，保证超远程制导火箭具有良好的稳定性和鲁棒性。

本发明授权一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法在权利要求书中公布了：1.一种基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤1：采用尾翼控制STT的超远程制导火箭在高动态飞行过程中，考虑舵机系统为一阶环节，俯仰通道控制模型如式1所示： 其中，α为攻角，ωz为俯仰角速度，δz为舵偏角，δzc为舵机偏转指令，M为火箭马赫数，ωa为舵机自然频率，Kα和分别定义为： Kα＝0.7PSmυs 其中，P＝P01-0.0065hT05.2561为静态气动压强S为火箭弹特征面积，m为火箭质量，Iy为俯仰转动惯量，dr为特征直径，υs为声速；气动力系数Cnα,δz,M及气动力矩系数Cmα,δz,M分别定义如下： 其中，an、bn、cn、dn、am、bm、cm和dm均为气动常值，由风洞测试获得； 火箭过载表示为： 其中，马赫数实时更新模型为： 其中，cy为纵向风阻系数； 在实际工程中，火箭过载的计算过程为： ay＝0.7PSCam6 其中，Ca为风阻系数； 高度变化模型如下所示： 其中，g为重力加速度、θm为弹道倾角； 步骤2：设计超远程制导火箭基于时间尺度分离的控制结构； 步骤2-1：长周期子系统； 时间尺度分离结构中，过载变化动力学模型被视作是长周期子系统，式4调整为： 其中， 式8中的最后一项dη′表示由量测噪音，舵机故障造成的外部扰动； 定义： 其中，和分别为系数和初值； 此时，式8改写为： 其中，表示长周期子系统扰动； 此时，式10即为超远程制导火箭纵向通道长周期子系统的动力学模型； 步骤2-2：短周期子系统； 时间尺度分离结构中，表示俯仰角速度变化的动力学模型被视作是短周期子系统，系统模型调整为： 其中， 式11最后一项表示可能存在的外部扰动； 简化系统模型，则式11调整为： 其中，和分别为和的初值，为短周期子系统归一化扰动，满足： 此时式12即为超远程制导火箭纵向通道短周期子系统的动力学模型； 步骤3：超远程制导火箭基于时间尺度分离的过载驾驶仪设计； 步骤3-1：设计长周期子系统自适应鲁棒控制器； 将俯仰速度ωz视为对长周期子系统式10的虚拟控制； 设计如下一阶滑模面： s1＝ay-ay*13 其中，ay*表示期望或需用加速度； 对式13求导可得： 俯仰角速度指令ωzc表示为： 其中，c10、γ10、k10和k20均为设计参数，为长周期子系统扰动的上界，可由自适应项估计获得，更新过程为： 步骤3-2：设计短周期子系统自适应鲁棒控制器； 控制俯仰角速度ωzc跟踪期望俯仰角速度ωz，忽略一阶舵机系统，需用舵偏指令δzc视作是真实舵偏δz； 设计新的滑模面： s2＝ωz-ωzc17 对滑模面式17求导： 舵偏δz表示为： 其中，c0，γ0，k0和k0为设计参数，为短周期子系统扰动的上界，可由自适应项估计获得，更新过程为： 此时，采用时间尺度分离的系统控制器表示为： ＝a-a ＝ω-ωzc 步骤3-3：设计跟踪微分器； 设计跟踪微分器，用于估计过程： 其中，r00为控制参数，υ1和υ2为跟踪微分器的状态变量； 用sigmoid函数sgmf·代替符号函数sign·，sgmf·定义为： 其中，ε表示sigmoid函数的边界层宽度。

如需购买、转让、实施、许可或投资类似专利技术，可联系本专利的申请人或专利权人西安现代控制技术研究所，其通讯地址为：710065 陕西省西安市雁塔区丈八东路10号；或者联系龙图腾网官方客服，联系龙图腾网可拨打电话0551-65771310或微信搜索“龙图腾网”。

以上内容由龙图腾AI智能生成。