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公开(公告)号：CN108958038B
公开(公告)日：2021-04-23
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
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：CN112504016A
公开(公告)日：2021-03-16
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：CN109000522B
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN201810935683.8
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种差动式双余度舵机的安全优化控制方法，舵机上的控制器通过接收的舵指令ωd，电机1和电机2的速度反馈ω1和ω2，电机1和电机2的电流反馈I1和I2，建立以差速运动机构转速ωc为自变量的性能指标表达式H(ωc)，通过两电机的速度极限求取差速运动轴的转速ωc的取值范围，并在ωc的取值范围内求取minH(ωc)对应的最后通过转速关系反解电机的对应期望速度ω1d和ω2d。本发明的控制策略能根据舵机的运行状态选择合适的差速运动策略，提高了舵机的安全工作性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109000522A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810935683.8
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种差动式双余度舵机的安全优化控制方法，舵机上的控制器通过接收的舵指令ωd，电机1和电机2的速度反馈ω1和ω2，电机1和电机2的电流反馈I1和I2，建立以差速运动机构转速ωc为自变量的性能指标表达式H(ωc)，通过两电机的速度极限求取差速运动轴的转速ωc的取值范围，并在ωc的取值范围内求取minH(ωc)对应的 最后通过转速关系反解电机的对应期望速度ω1d和ω2d。本发明的控制策略能根据舵机的运行状态选择合适的差速运动策略，提高了舵机的安全工作性能。
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公开(公告)号：CN108845582A
公开(公告)日：2018-11-20
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：CN107272420A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201710667436.X
申请日：2017-08-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种应用于电动舵机的高频噪声主动抑制方法，包含以下过程：通过利用飞行器振动传感器实时采集飞行过程中的振动信息，对其进行FFT变换获得高频噪声的频率和幅值，同时，在电动舵机控制系统中，将电动舵机位置指令和电动舵机电流反馈计算后生成的偏差信号增加陷波滤波器，对偏差信号进行滤波处理，陷波滤波器的中心滤波频率和滤波深度即为振动传感器辨识出的高频噪声频率和幅值，并且根据高频噪声频率和幅值的变化实时自适应修正陷波滤波器的中心频率和幅值。本发明具有采用陷波滤波器对当前的高频信号进行精确处理，从而消除高频噪声对电动舵机的影响的优点。
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公开(公告)号：CN106564607A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610957346.X
申请日：2016-10-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64D47/00
CPC classification number: B64D47/00
Abstract: 一种层叠状的飞行器减震隔热装置，其用于飞行器内部器件的减震隔热，所述飞行器减震隔热装置包括减震垫和隔热垫，所述飞行器内部器件的壳体、减震垫、隔热垫和舱体内壁依次固定连接，所述壳体与减震垫通过矩形齿槽结构连接，交错形成层叠状结构。本发明的层叠状的飞行器减震隔热装置能够有效改善飞行器内部器件的振动环境，同时阻隔气动热通过舱壁传入，且结构简单，工艺性好。
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公开(公告)号：CN207200678U
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201720731368.4
申请日：2017-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H03K17/082 , F42C19/12
Abstract: 一种小型化耐高压复用功率驱动电路，由型号为JGX‑5053MB的固态继电器K1实现；其中继电器K1的管脚3、7、11、15相互连接后与外部电源+5V连接；继电器K1的管脚1、8、12、16相互连接；继电器K1的管脚4与外部功率驱动电源VCC连接；继电器K1的管脚2与外部输入功率驱动使能信号连接；继电器K1的管脚6、10、14分别与第一控制电平信号、第二控制电平信号、第三控制电平信号连接；继电器K1的管脚5、9、13分别输出外部功率驱动信号。实现点火控制小型化、耐高压、大功率驱动设计。
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