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公开(公告)号：CN120029310A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510077688.1
申请日：2025-01-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G05D1/65 , G05D1/644 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种基于加速度信息调参的过载控制方法，属于飞行器稳定控制领域，方法包括：(1)在飞行空域内，以小合成过载状态为基准，拟合俯仰通道和偏航通道的调参规律；(2)根据加速度计算合成过载；(3)结合俯仰通道和偏航通道的调参规律，并根据飞行器的飞行速度、合成过载，调整俯仰通道和偏航通道的控制参数。本发明在相对较小的飞行空域内，即高度变化较小、过载指令限制在一定范围内，在合成攻角信息缺失或合成攻角误差较大导致无法用于调参的情况下，能够通过加速度信息整定俯偏回路控制参数，提高不同过载指令下的控制品质。
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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：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：CN110765404B
公开(公告)日：2023-08-25
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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112327908A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011156237.0
申请日：2020-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种适用于低舵效分离状态的稳定控制方法，属于飞行器稳定控制领域，通过稳定控制回路控制参数和滤波器参数协调设计，提高低舵效分离状态下系统的稳定性和高频信号抑制能力，确保飞行器在低舵效状态下稳定受控。本发明包括以下步骤：(1)根据飞行时间、速度、动压适应性调整控制参数，在低舵效分离状态下，减小控制参数；(2)在低舵效分离状态下，对控制参数加入限幅保护；(3)根据飞行时间适应性调整滤波器参数，在低舵效分离状态下，加大滤波器滤波深度和滤波宽度。
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公开(公告)号：CN111949043B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202010787986.7
申请日：2020-08-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大本发明公开了一种基于姿态角速度判别的 值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：(1)将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；(2)在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；(3)根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；(4)根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速(56)对比文件李菁菁;任章;曲鑫.机动滑翔飞行器的自抗扰反步高精度姿态控制.系统工程与电子技术.2010,(第08期),第1711-1715+1721页.宋少倩;周国峰;刘娟;迟学谦;韩英宏.面向级间冷分离的吸气式导弹起控策略研究.导弹与航天运载技术.2018,(第05期),第10-15页.Chang, YK等.Rapid initial detumblingstrategy for micro/nanosatellites using apitch bias momentum system.TRANSACTIONSOF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL ANDSPACE SCIENCES.2007,第 63-69页.Attitude Tracking ControlReconfiguration for Space Launch VehicleWith Thrust Loss Fault.Attitude TrackingControl Reconfiguration for Space LaunchVehicle With Thrust Loss Fault.IEEEAccess.2019,第7卷第184353-184364页.
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公开(公告)号：CN110411289B
公开(公告)日：2021-10-15
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：CN111949043A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010787986.7
申请日：2020-08-07
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姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：(1)将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；(2)在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；(3)根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；(4)根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻；(5)当飞行时间达到允许启控时间最大值时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。
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公开(公告)号：CN115981146A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211468453.8
申请日：2022-11-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种抗饱和的参数自调节的超螺旋滑模控制方法及系统，属于飞行控制技术领域。本发明提供的方法包括：步骤一、设计辅助系统使强干扰条件下执行机构快速退出饱和；步骤二、设计超螺旋滑模控制器抑制干扰并削弱抖振；步骤三、设计自适应律来动态调整超螺旋滑模控制器的参数。本发明针对导弹分离过程中强干扰造成的执行机构饱和问题、复杂流场造成的模型不确定问题，提出了抗饱和的参数自调节的超螺旋滑模控制方法，提高系统干扰抑制能力，保证系统精确跟踪指令。
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