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公开(公告)号：CN117576152A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311487865.0
申请日：2023-11-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种多飞行器协同探测的目标感知方法，主要是利用飞行器间目标信息的共享以及对目标和干扰运动轨迹和运动特点分析实现真实目标的感知。根据目标和干扰的运动特性：目标运动特性是在视场中心做机动运动。而干扰是做类抛物线和类自由落体运动。同时根据它源协同辅助信息提供的目标位置信息和目标位置坐标系到图像坐标系的投影关系，计算目标相对探测平台的视线角和目标投影到图像中的像素坐标。因此本发明利用协同探测的多源目标信息，对目标和干扰运动轨迹进行多项式拟合，获取目标的轨迹、加速度、速度，然后将目标的运动状态输入到构建的贝叶斯网络中判定目标和干扰，实现多飞行器协同探测的目标感知。
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公开(公告)号：CN116257093A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202211635439.2
申请日：2022-12-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D3/20
Abstract: 本发明公开了一种基于立式三轴转台的弹目相对运动模拟方法：确定红外导引头、转台和目标源的安装位置关系；确定弹目视线角与转台的转动角度定义；利用目标与导弹三维空间中的位置与速度信息计算真实弹目相对视线角、真实弹目相对视线角速度；依据真实弹目相对视线角与角速度计算转台外框、中框转动角与角速度指令，通过控制转台的转动角度、转动角速度模拟目标在红外导引头视场内的运动，进而模拟弹目相对运动。
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公开(公告)号：CN116086452A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211575385.5
申请日：2022-12-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种带终点进入角度约束的路径规划方法，用于无人平台对环境障碍规避以及在执行具有终点进入角度约束任务时的路径规划。所述路径规划方法具备对环境障碍的避障功能和终点进入角度启发规划功能。所述避障功能，采用多步滚动预测方式改进A*路径规划的单步搜索方式，在多个离散化搜索方向所确定的扩展节点搜索空间中，向前扩展多个节点后进行避障约束判断，以预测该扩展方向的可选性。所述启发规划功能，首先根据终点进入角度约束得到切入圆弧上的动态虚拟目标点，再通过计算到达动态虚拟目标点的启发式路径代价函数值，并选取最优代价值所处方向进行路径规划节点扩展。
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公开(公告)号：CN112835374B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202110022542.9
申请日：2021-01-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，属于飞行器稳定控制领域，包含以下步骤：以飞行器空载状态为基准，根据速度、动压和合成攻角设计俯偏回路空载段调参规律；根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，拟合质量和Y向/Z向转动惯量；根据拟合的Y向/Z向转动惯量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；根据拟合的质量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，结合质心变化对气动特性的影响，适应性调整俯偏回路控制参数。本发明通过飞行时间、发动机状态以及拟合的质量和转动惯量适应性地调整俯偏回路控制参数，改变了以往飞行器对象特性已经发生变化，提高大空域飞行的控制品质和稳定裕度。
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公开(公告)号：CN111781941A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010541327.5
申请日：2020-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于滑模自抗扰复合控制的飞行器滚动通道姿态控制方法，包括以下步骤：(1)根据飞行器运动方程，在小扰动假设下，使用系数冻结法线性化弹体数学模型，得到滚转通道的线性化数学模型；(2)采用非线性跟踪微分器安排过渡过程，合理地提取出系统输入的微分信号；(3)根据线性化数学模型，采用滑模变结构控制方法设计滚动通道姿态控制律；(4)在滑模变结构控制器基础上，加入扩张状态观测器实时估计系统的不确定性及外界干扰总和，并对观测到的外界干扰进行补偿控制。本发明采用滑模-自抗扰复合控制方法进行飞行器滚动通道的姿态控制，具有响应快，控制精度高的优点，在姿态指令跟踪和抗干扰等性能方面具有较好的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110765404A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201910514373.3
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种机弹干扰辨识算法，属于导弹飞行试验数据分析领域，其步骤包括：步骤一、对惯性测量装置获取的角速度信息进行预处理，包含单位变换及滤除高频噪声；步骤二、根据处理后的角速度信息，选取合适的时间间隔，解算角加速度信息；步骤三、根据角加速度信息和导弹转动惯量，求解弹体系下各轴总的力矩分量；步骤四、根据马赫数、合成攻角、气流滚转角、质心、舵偏角等信息，求解导弹自由流下弹体系下各轴的力矩分量；步骤五、根据弹体系下各轴总的力矩减去自由流下的力矩，得到弹体系下各轴机弹干扰力矩分量。本发明针对性地滤除高频信号，并尽量减小相位滞后，确保处理后的角速度信息可用于提取机弹干扰。
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公开(公告)号：CN110411289A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910512739.3
申请日：2019-06-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，属于战术导弹稳定控制领域，具体步骤包括：(1)对俯仰、偏航通道姿态偏差指令进行平滑处理，得到俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令；(2)对滚动通道舵偏指令进行限幅，得到滚动通道限幅后的舵偏指令；(3)根据俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令和滚动通道限幅后的舵偏指令，确定滚动通道舵偏分配系数k；(4)根据滚动通道限幅后的舵偏指令和舵偏分配系数k对俯仰、偏航通道舵偏指令进行限幅，得到俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令；(5)根据俯仰、偏航、滚动通道限幅后的舵偏指令，以及滚动通道舵偏分配系数k，计算四个舵舵偏指令。
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公开(公告)号：CN110345814A
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201910514281.5
申请日：2019-06-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，包含以下步骤：利用友方导弹的测量信息确定目标在地面坐标系中的位置和速度；实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；建立相对运动方程，计算地面坐标系中的视线角速度；利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中；利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，完成制导算法的设计。本发明利用友方导弹的测量信息计算目标的运动状态信息，依据导弹和目标的相对运动关系计算视线角速度并计算制导指令，避免了由于自身导引头难以探测目标信息时，无法计算制导指令的问题。
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公开(公告)号：CN118394120A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410522706.8
申请日：2024-04-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明公开了一种反制空中多目标的飞行器大离轴位姿控制方法，采用机身感知周身目标，实现目标群中逐个目标由远及近至周身的持续锁定，通过毁伤器抛射高能工质实现周身目标定向毁伤，通过控制器发送指令使得机身控制飞行器位姿，通过控制器发送指令控制滑环转动，驱动所需协发动机工作，配合主发动机与机身实现多脉冲式大过载大离轴位姿控制，从而完成空中目标的逐个反制。通过本发明的应用，有效提高了反空中集群目标的效费比与抗饱和打击能力。
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公开(公告)号：CN117826834A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311816829.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种应用于静不稳定飞行器的级间分离稳定控制方法，包括：选取三轴姿态角速度为状态量，根据飞行器绕质心转动动力学模型确定状态方程、量测方程；根据状态方程、量测方程建立姿态角速度滤波器，对惯性陀螺测量得到的角速度进行滤波；选取起控时刻马赫数、高度、攻角、姿态角速度，采用遍历仿真建立侧向通道的姿态可控边界模型；根据滤波处理完的角速度信号、建立的姿态可控边界模型以及组合导航提供的飞行器状态数据，实时判别飞行器起控时间；依据起控时间与级间分离时序的关系，设计起控后的稳定控制系统控制策略；本发明方法解决了多级飞行器在大量级弹性振动条件下的级间分离稳定控制问题。
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