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公开(公告)号：CN116126005A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211689692.6
申请日：2022-12-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提出一种直接力可调式拦截器时间最优姿态控制方法及系统，包括：步骤一、获取拦截器姿态角速度ω，姿态角θ以及姿态角指令θc；步骤二、利用姿态角指令θc、姿态角偏差Δθ根据PD控制律计算出用于稳定控制拦截器姿态的增益系数Kang、阻尼系数Ksf；步骤三、根据所述姿态角速度ω以及所述姿态角偏差Δθ、所述增益系数数Kang、阻尼系数Ksf计算拦截器的发动机阀门开度指令u；步骤四、根据开度指令u执行发动机阀门作动，实现姿控推力连续可调，达到姿态精确跟踪控制目的。本发明的拦截器姿态控制方法动态响应快速，避免了震荡和超调，较好的满足了控制系统高动态高精度的要求。
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公开(公告)号：CN112558464A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202010993584.2
申请日：2020-09-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明公开了一种适应气动强非线性的飞行器控制器增益调度方法，其特征在于，包含以下步骤：S1.依据飞行器的飞行状态参数，选择特征点，并设计PD控制器的PD控制参数作为样本；S2.根据步骤1中的样本，对控制器的增益调度网络进行训练，得到控制器增益调度网络模型；S3.将飞行器的实时飞行状态参数，输入至控制器的增益调度网络，并输出实时飞行控制参数，通过PD控制器实时向舵系统输出舵指令。本发明根据飞行器飞行状态参数及对应的控制参数设计基于深度神经网络的飞行控制网络，通过控制网络实时计算飞行控制参数，有效提高控制系统在强非线性、高动态和非对称气动下的控制品质，为飞行器全空域高机动飞行提供支撑。
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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：CN116009576A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211511347.3
申请日：2022-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种高精度过载控制方法，包括：将敏感元件处理单元测量到俯仰/偏航角速度、纵向/侧向过载，捷联惯导解算单元计算出的动压、马赫数、合成攻角、速度、俯仰角、滚转角、制导律给出的俯仰/偏航过载指令发送给俯仰/偏航通道控制回路；根据飞行状态量计算出俯仰、偏航复合稳定控制回路控制参数；俯仰/偏航通道根据俯仰/偏航角速度、纵向/侧向过载、速度、俯仰角、滚转角、俯仰/偏航通道控制参数计算出相应的俯仰/偏航通道舵指令；将俯仰偏航通道舵指令经结构滤波器滤波送给舵机，驱动导弹舵面偏转，实现对过载的精确跟踪。本发明提供的俯偏通道控制解算方法，能够有效抑制重力干扰，提高对过载的跟踪精度，改善导弹的控制品质。
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公开(公告)号：CN112000127B
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202010812186.6
申请日：2020-08-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，其步骤包括：步骤一、建立横侧向通道耦合数学模型，并根据飞行器飞行状态和气动特性计算数学模型中的动力系数；步骤二、根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令βd和横向滚转角姿态指令γd；步骤三、根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度偏航角速度ωy、弹道偏角角速度步骤四、根据快速性要求给出正常数k1、k2、k3、k4；步骤五、综合步骤一、步骤二、步骤三、步骤四的输入，根据反步法原理输出偏航舵指令δy和滚动舵指令δx，得到横侧向联合控制器。本发明提供的基于反步法的飞行器横侧向联合控制器能实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，有效提高偏航通道和滚动通道飞行控制品质。
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Patent Agency Ranking
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：CN117762163A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311659417.4
申请日：2023-12-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种提升面对称高速飞行器横侧向稳定性的在线增强控制方法，包含以下步骤：S1设计基线控制器；S2设计横侧向耦合动力系数的在线辨识算法；S3设计基于自适应增益调节的辨识协调机制。能解决面对称外形高速飞行器横侧向控制对不确定性的适应范围小的问题，在非线性动态逆简化控制模型的基础上，通过设计“基于双线性变换+非交叠滑动窗口的参数辨识”和“自适应增益调节”的相互协调机制，当不确定性较小时，对基线控制器性能不造成影响，当不确定性超出横侧向控制裕度时，仅通过有限次数的参数辨识，就能使飞行器从极限飞行状态恢复控制，有效提高控制器在强耦合、强不确定、低裕度下的控制品质，为面对称高速飞行器全空域的自主适应飞行提供支撑。
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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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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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