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公开(公告)号：CN108988719A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810936603.0
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02P21/00
Abstract: 本发明公开了一种飞行器电动伺服系统在线弱磁控制管理策略，采用飞行器上飞控信息深度融合的方式，预估舵面负载力矩和转速需求信息，根据此信息实现弱磁控制管理，将弱磁控制分档，模拟舵机系统的变传动比控制；根据档位不同，电动舵机采取相应的控制措施，可实现电机转速在相应工况下的最大化。本发明实现了一种在线管理策略，根据飞行器在轨信息实现弱磁控制分挡，从而实现弱磁控制。
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公开(公告)号：CN108845583A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810618685.4
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种提高BTT控制飞行器侧滑角抑制能力的偏航通道控制结构，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的方法包括：步骤一、将敏感元件处理单元测量导弹的姿态角速度、过载，捷联惯导解算单元计算出动压、马赫数发送给偏航通道控制回路；步骤二、偏航过载通过侧滑角重构函数得到伪侧滑角；步骤三、根据动压、马赫数计算出偏航通道的控制参数；步骤三、根据姿态角速度、伪侧滑角以及相应的控制参数计算出相应的舵指令；步骤四、将舵指令送给舵机，驱动导弹舵面偏转，实现对侧滑角的抑制。本发明提供的偏航通道控制结构有效提高对侧滑角的抑制能力，从而改善BTT控制飞行器的飞行控制品质。
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公开(公告)号：CN106337917B
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201610896007.5
申请日：2016-10-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F16H25/20
Abstract: 一种预紧消隙传动装置，包括输出轴、摇臂、丝杆、丝母、紧固螺栓；丝杆、丝母配合连接，丝母上固定设置有拨杆；输出轴和摇臂刚性连接，摇臂一端设有开口槽，拨杆置于开口槽中，沿开口槽的槽宽方向，开口槽设有螺纹孔，紧固螺栓穿过螺纹孔将开口槽封闭，同时将拨杆固定在封闭的开口槽中；驱动装置驱动丝杆旋转，丝母在丝杆上作往复直线运动，并通过拨杆驱动摇臂摆动，进而带动输出轴摆动。本发明的预紧消隙传动装置安装方便，间隙控制精度高，可实现无间隙传动。
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公开(公告)号：CN111949041B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202010787613.X
申请日：2020-08-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种适应大不确定性频率的弹性振动抑制方法，根据飞行器一阶弹性频率范围[ω11 ω12]，设计两个串联的滤波器，滤波器W11(s)和W12(s)的中心频率分别为ω11和ω12，通过调整滤波器W11(s)和W12(s)的参数，在[ω11 ω12]频率范围内满足要求的衰减倍数。本发明针对一阶弹性频率，通过在自动驾驶仪中采用双滤波器串联形式，形成一个滤波深度较深，宽度较宽的陷波滤波器，实现对飞行器较大不确定频率范围内达到较强的滤波效果，相比采用单一陷波滤波器形式，提高了一阶模态频率附近的滤波深度。本发明也可以应用于飞行器二阶、三阶滤波器的设计，以获得滤波频率更宽，滤波深度更大的效果。
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公开(公告)号：CN111091273B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN201911198596.X
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06Q10/04 , G06Q10/0631 , G06Q50/26
Abstract: 本发明的目的在于提供一种基于能力预测的多弹协同任务规划方法，包含以下步骤：步骤一，根据多平台态势感知信息，将多任务问题转化为多目标问题；步骤二，根据导弹当前状态信息，对导弹到达各目标的能力进行预测建模；步骤三，构建任务规划问题的离散化决策向量；步骤四，建立多约束条件下多弹多目标分配数学模型；步骤五，多弹多目标分配数学模型解算；以分配总代价最小为规划原则，采用自适应权重粒子群优化算法求解得到任务规划决策向量，完成多弹协同任务规划。解决战术武器编队作战时，导弹、任务、目标数量多，规划约束复杂，作战环境动态变化的问题，为战术武器提供在线自主决策能力和多任务作战适应能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112504016B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202010993510.9
申请日：2020-09-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F41H11/02
Abstract: 本发明提供了一种适应协同任务规划的目标不可逃逸区可靠预测方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤1：选择导弹飞行包络中的至少2个特征点；步骤2：根据目标的位置和速度，设置目标在空域中的空间分布；步骤3：以导弹飞行包络中的特征点为起始点，目标为终点，建立目标不可逃逸区，并建立导弹当前状态即特征点的初始状态与目标不可逃逸区的映射关系；步骤4：根据导弹当前状态和目标不可逃逸区映射关系获得目标不可逃逸区，建立目标逃逸代价模型，计算当前目标逃逸代价，预测导弹拦截能力。本发明根据导弹和目标的飞行状态信息，建立导弹攻击目标的不可逃逸区模型，有效预测目标逃逸代价，为导弹协同任务规划提供支撑。
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公开(公告)号：CN110345814B
公开(公告)日：2021-10-15
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：CN108845582B
公开(公告)日：2021-07-02
申请号：CN201810618684.X
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种BTT控制飞行器滚转角指令动态限幅算法，该算法包括以下步骤：步骤一、将制导指令解算单元解算出的飞行器滚转角指令和惯导解算单元计算出的飞行器合成攻角发送给滚转角指令动态限幅单元；步骤二、滚转角指令动态限幅单元根据预设的算法计算出滚转角指令斜率限幅值；步骤三、根据滚转角指令斜率限幅值和上一拍滚转角指令计算出当前拍限幅后的滚转角指令；步骤四，将限幅后的滚转角指令作为输入送给滚动通道。本发明解决了BTT控制飞行器大机动下侧滑角难以抑制以及过载响应快速性下降的问题。
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公开(公告)号：CN112613195A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202110022543.3
申请日：2021-01-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种适用于大温变环境的弹性振动自适应滤波方法，在飞行器飞行过程中，实时测量或估计温度信息，并根据温度信息估计弹性模态频率，自适应调整滤波器中心频率。本发明要解决的技术问题是飞行器在飞行过程中，受到较大气动加热时，如何保证飞行器滤波效果。本发明通过自动驾驶仪滤波器参数随测量或估计的温度信息自适应调整，使滤波器适应气动加热下的模态频率变化，保证滤波效果满足要求。本发明的有益效果是：通过自适应调整滤波器，使滤波器中心频率与大温变环境下的模态频率相匹配，避免由气动加热导致模态频率变化后，引起的滤波效果下降问题。
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公开(公告)号：CN109163625B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201810936621.9
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种冗余驱动式的多重安全裕度舵机，包括控制器、驱动器和电机(1)，两个电机(1)分别联接一个丝杠，两条丝杠平行布置且旋向相反，丝杠上的螺母通过轴承(4)安装在保持架(3)上，螺母端部安装同步带轮(5)，两个同步带轮(5)之间安装同步带(6)；保持架(3)和舵轴(7)联接。本舵机系统具有双余度，保证了舵机的可靠性。
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