公开(公告)号：CN117606305A

公开(公告)日：2024-02-27

申请号：CN202311660244.8

申请日：2023-12-05

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 湛康意 ,  毛承元 ,  贺从园 ,  刘思 ,  张浩 ,  盛宏媛

IPC: F42B15/01 ,  F42B15/00

Abstract: 一种运载火箭抗气动干扰能力提升方法，(1)、在临射前生成减载弹道程序角同时修正滚动程序角，使得在飞行过程中箭体最大控制力方向对准射前实测风向；(2)、在允许滚动修正区间内，采用观测器观测出法向和横向扣除杆臂效应的视加速度；(3)、利用扣除杆臂效应的视加速度，得到横向和法向的气动干扰力，将气动干扰力除以气动力系数得到气流攻角和侧滑角；(4)、计算气流总攻角，判断总攻角是否超门限值。当总攻角超门限值时，继续余下流程；当总攻角小于门限值时，返回到步骤(2)；(5)、基于气流攻角和侧滑角计算箭体体系下的来流风向角；(6)、基于来流风向角计算修正滚动程序角增量，进而重新生成新的滚动程序角。

公开(公告)号：CN118276548A

公开(公告)日：2024-07-02

申请号：CN202410193422.9

申请日：2024-02-21

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 张鹏 ,  许瑞振 ,  湛康意 ,  杨孔进 ,  马晓峰 ,  肖剑

IPC: G05B23/02

Abstract: 一种箭载系统闭环测试系统及方法，测试系统包括飞控计算机、光纤惯组、执行机构、总线。其中飞控计算机内部集成了运行飞行软件的三冗余CPU模块、GNSS导航模块、箭测CPU模块。光纤惯组提供姿态和加速度信息，GNSS导航模块提供位置和速度信息并提供系统校时秒脉冲。箭测CPU模块运行箭体动力学模型，并为光纤惯组和GNSS导航模块提供单机模拟数字激励信息。此构架动力学模型软件运行于飞控计算机，实现了系统闭环测试在箭上的自闭环。

公开(公告)号：CN112249369A

公开(公告)日：2021-01-22

申请号：CN202011041995.8

申请日：2020-09-28

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 甘庆忠 ,  陈海朋 ,  王禄 ,  湛康意 ,  张宇星 ,  张浩 ,  张飞 ,  王海鹰

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/62

Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。

公开(公告)号：CN119472283A

公开(公告)日：2025-02-18

申请号：CN202411531456.0

申请日：2024-10-30

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 湛康意 ,  陈海朋 ,  黄飞 ,  胡存明 ,  李聪 ,  丁寰毓

IPC: G05B13/04 ,  B64G1/24

Abstract: 一种开关控制下干扰在线辨识与补偿控制方法，包括：(1)计算当前四元数偏差、当前姿态角速率偏差；(2)根据四元数偏差和姿态角速率偏差，计算控制综合信号；(3)将控制综合信号经过校正网络环节、增益修正环节生成控制占空比指令；(4)根据开关控制状态，计算伪速率调制器反馈通路信号；(5)根据惯性测量角率和开关控制状态，在线辨识干扰力矩，生成干扰补偿占空比指令；(6)综合控制占空比指令、干扰补偿占空比指令和调制器反馈通路信号，经过施密特触发器生成开关控制指令，输出给姿控喷管。本发明旨在提升航天器在时变大干扰下的控制能力，提升控制系统稳定性和控制精度。

公开(公告)号：CN117826855A

公开(公告)日：2024-04-05

申请号：CN202311773022.7

申请日：2023-12-20

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 贺从园 ,  刘思 ,  湛康意 ,  张浩 ,  居明浩 ,  于丹丹

IPC: G05D1/495 ,  G05D1/46 ,  G05D101/10 ,  G05D109/20

Abstract: 本发明涉及一种无尾翼运载火箭抗干扰姿态控制方法和系统，该系统包括：四元数控制与网络校正模块、干扰补偿控制模块、自适应增益控制模块、信号综合模块、伺服摆角分配模块。本发明用于解决运载火箭无尾翼状态气动干扰较大、系统控制能力偏弱的问题，通过干扰补偿控制估计出系统干扰并进行补偿，并通过自适应控制提高系统对干扰的适应能力，减小箭体姿态角偏差，达到无尾翼运载火箭抗干扰能力强、适应性高的效果。

公开(公告)号：CN112249369B

公开(公告)日：2022-01-04

申请号：CN202011041995.8

申请日：2020-09-28

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 甘庆忠 ,  陈海朋 ,  王禄 ,  湛康意 ,  张宇星 ,  张浩 ,  张飞 ,  王海鹰

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/62

Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。