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公开(公告)号：CN106374878B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610728087.3
申请日：2016-08-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H03H17/02
Abstract: 本发明公开了一种减小高频失真的数字式陷波器滤波方法，包含以下步骤：确定陷波滤波器的目标中心频率；根据陷波滤波器的目标中心频率，建立一数字式陷波滤波器模型；在弹上计算机，根据数字式陷波滤波器模型，确定陷波滤波器输入与输出的关系，完成数字式陷波器的建立。本发明根据陷波滤波器中心频率直接生成便于弹上计算机实现的数字式滤波器模型，避免由于陷波滤波器中心频率与弹上计算机解算频率接近造成的幅值特性失真，同时保证滤波器在高频段具有一定幅值衰减效果。
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公开(公告)号：CN108958038A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810935661.1
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明公开了一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，包括:确定马赫数作为参数调整的基础变量；选择马赫数作为控制参数分档调整依据；根据马赫数选择相应的特征点，结合飞行器基本气动特性，设计控制参数，拟合出马赫数与控制参数的变化规律，获得控制参数随马赫数变化的计算公式；分析飞行器动力系数与动压的对应关系，在步骤三的基础上进一步拟合包线内动压与控制参数的变化规律，获得随动压和马赫数变化的计算公式；考虑典型温度下弹性模态频率随时间变化规律，选择最低的模态频率状态作为设计状态进行滤波器设计，滤波器中心频率随时间不断变化，保持与弹性模态变化规律一致，提高系统在不同飞行状态下的稳定性和对高频振动的抑制能力。
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公开(公告)号：CN108920783A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810618723.6
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于大量级弹性振动抑制的滤波算法，其步骤包括，根据导弹弹体弹性振型确定陷波滤波器的滤波目标频率，根据弹体弹性体稳定性要求确定陷波滤波器的滤波深度，其中，陷波滤波器的滤波深度根据惯导解算单元计算出来的动压和速度进行实时调节，在保证低频相移满足要求的前提下使目标频率有足够的滤波深度，解决了大量级弹性振动下的弹体的弹性抑制问题。
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公开(公告)号：CN108873862A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810618972.5
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种针对飞行器的控制系统稳定性的综合评估方法。其步骤包括：步骤一、修正俯偏通道小扰动线性化弹体运动数学模型，评估大静不稳定特征点上的稳定裕度；步骤二、建立飞行器全参量非定常运动模型，通过参数拉偏的方法考核控制系统的稳定性；步骤三，综合步骤一和步骤二评估结果，得出大静不稳定气动特性下控制系统稳定性的结论。本发明通过根据修正过的小扰动线性化弹体运动数学模型和能反映飞行器实际气动特性的全参量非定常运动模型来综合评估飞行器大静不稳定特性下稳定控制系统的稳定性，解决了由于常规的小扰动线性化模型不能准确描述大静不稳定气动特性，造成稳定控制系统稳定性评估不准确的问题。
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公开(公告)号：CN108845553A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810618582.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/00
Abstract: 本发明公开了一种针对细长飞行器的伺服弹性振动抑制综合检验方法，实施步骤为：步骤一、通过计算或者地面试验，得到飞行器俯仰、偏航方向的弹性模态频率，得到滚动方向的扭转模态频率。步骤二、通过地面试验，得到惯测组合在一定振动条件下，陀螺输出信号的谐振频率和量值。步骤三、通过地面试验，得到电动舵机的舵面模态频率。步骤四、选择闭环系统中增益最大的特征点，开展针对上述频率的闭环系统试验，对飞行器的伺服弹性振动进行检验。本发明通过地面试验的方法对控制系统设计进行检验，降低了飞行过程中真实力学环境下，由于振动、外部冲击等原因引起伺服弹性振动的风险。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107192877A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710355621.5
申请日：2017-05-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: G01R23/02 , G01R25/005
Abstract: 本发明涉及一种基于快速傅里叶变换的相位判读方法，包含：S1、根据采样定理确定采样频率；S2、分别对输入信号和输出信号进行采集，并对采集得到的时间序列数据开展有效性检查；S3、确定用于进行快速傅里叶变换的输入信号和输出信号的时间序列数据长度；S4、分别对选定的输入信号和输出信号进行快速傅里叶变换并提取相位信息，将计算得到的输出信号和输入信号的相位信息相减，得到相位滞后信息。本发明采用快速傅里叶变换算法判读输出信号和输入信号在目标频率点的相位差，通过对采样频率、输入信号采集数据和输出信号采集数据进行合适的选取及设定，提高目标频率点的相位判读的精度。
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公开(公告)号：CN107061657A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710418785.8
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F16H25/22
CPC classification number: F16H25/2204
Abstract: 本发明涉及一种用于滚珠丝杠的高刚度防转导向装置，设置在电动舵机上，包含：滚珠丝杠，与电动舵机的电机连接；丝杠螺母，套设在滚珠丝杠上，外壁上固定设置有与舵机摇臂连接的拨杆；导向槽，与丝杠螺母的拨杆通过卡槽连接，限制丝杠螺母发生旋转；当滚珠丝杠在电机驱动下发生不同方向的旋转时，丝杠螺母受到导向槽的限制无法旋转而沿滚珠丝杠进行上下直线运动，并通过丝杠螺母的拨杆驱动舵机摇臂发生旋转，进而带动舵面旋转。本发明适用于轻质小型化的电动舵机，结构简单，装配工艺好；丝杠螺母与导向槽之间采用高精度的面接触，接触应力小，使用寿命长，可靠性高；保证丝杠螺母直线运动的刚度，提高传动机构的传动精度。
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公开(公告)号：CN111121539B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN201911329292.2
申请日：2019-12-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于高速数据链的双目协同探测方法及装置。方法包括：获取第一导弹和第二导弹在飞行过程中的第一数据信息和第二数据信息；获取第一导弹的第一时间戳信息，及第二导弹的第二时间戳信息；采用第一导弹通过高速数据链将第一数据信息发送至第二导弹，并采用第二导弹通过高速数据链将第二数据信息发送至第一导弹；根据第一导弹接收的第二时间戳信息和第一导弹缓存的第一信息，通过最小二乘法实时辨识出制导目标的位置参数；根据第二导弹接收的第一时间戳信息和第二导弹缓存的第二信息，通过最小二乘法实时辨识出制导目标的位置参数。本发明可以弥补红外导弹由于只有二维探测能力在复杂背景下的探测能力以及抗复杂人工干扰能力不足。
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公开(公告)号：CN111638644B
公开(公告)日：2021-12-21
申请号：CN202010401457.9
申请日：2020-05-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于轴向过载的两级飞行器分离时刻判别方法，包括以下步骤：步骤一：确定轴向过载作为在线实时判别分离的基础变量；步骤二：计算分离前后飞行器轴向过载数值；步骤三：根据步骤二中所得，确定安全分离时轴向过载安全阈值；步骤四：对实时过载信号进行均值滤波处理；步骤五：确定安全分离时刻轴向过载和安全分离阈值之间的大小关系；步骤六：记录步骤五中满足安全分离条件的时间点，作为主级启控时刻。本发明根据飞行器两级分离前后轴向过载出现明显变化的特点，据此实现对两级分离时刻进行在线实时判别。
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公开(公告)号：CN112835374A
公开(公告)日：2021-05-25
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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