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公开(公告)号：CN119509271A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202410193424.8
申请日：2024-02-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 一种基于在线系统辨识的导弹俯偏通道自适应控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明提供的方法包括：步骤一，获取导弹合成攻角、马赫数、动压、俯仰过载和偏航过载响应等特征参数；步骤二，将步骤一获取的俯仰和偏航通道过载响应，进行滤波处理；步骤三、根据步骤二获取的滤波后的俯仰和偏航过载响应值设计辨识函数，辨识导弹俯仰和偏航通道特征量；步骤四，根据步骤三获取的俯仰和偏航通道特征量以及步骤一获取的导弹特征参数，设计自适应控制器。本发明能够通过在线辨识特征参数及自适应控制的方法，解决导弹俯仰和偏航通道气动差异导致控制参数不匹配进而引发过载响应存在抖动的问题。
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公开(公告)号：CN112347649A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011233732.7
申请日：2020-11-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06T17/00 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多学科联合的飞控系统数字仿真方法，包括步骤：一、搭建电动伺服系统模型、飞行控制算法模型、敏感元件模型、飞行器运动模型；二、配置模型之间数据交互的参数映射关系；三、基于多学科联合的各个模型同步推进仿真时间、进行数据交换，实现飞控系统的多学科联合仿真；四、获取飞控系统数字仿真所需的姿态和过载运动信号。本发明将机械间隙、铰链力矩和静摩擦力矩等结构动力学、伺服系统控制算法、电机电磁学、飞控系统控制算法、飞行器运动等特性全面反映到飞控系统仿真模型中，对现有仿真方法进行改进，弥补了现有数字仿真方法未考虑飞控系统中电机电磁、结构动力学和控制算法等之间的多学科耦合影响，与实际不相符的缺陷。
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公开(公告)号：CN108801081B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201810618725.5
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开一种针对BTT导弹的非奇异滚转指令生成算法，其步骤为：步骤一：分别计算法向过载指令和侧向过载指令；步骤二：对法向过载指令在零值附近设计死区；步骤三：对侧向过载指令在零值附近设计滞环区域；步骤四：根据步骤二、步骤三中得到的法向、侧向过载指令计算滚转角指令。该算法分别对法向过载指令设计死区结构，对侧向过载指令设计滞环区域，并利用处理后过载指令计算滚转指令，从而避免滚转角指令由于气动干扰造成的符号突变，导致控制紊乱的问题。
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公开(公告)号：CN111949041A
公开(公告)日：2020-11-17
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[ω11ω12]，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[ω11ω12]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：CN111027012A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911192028.9
申请日：2019-11-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/14
Abstract: 本发明公开了一种基于调制滑动傅立叶变换的飞行器弹性振动在线辨识算法，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的算法包括如下步骤：步骤一、通过速率陀螺对姿态角速度按周期进行采样并对时域数组进行更新；步骤二、调用时域数组里的数据进行调制滑动傅立叶变换，并进行频域加窗处理；步骤三、对频域分析结果根据幅值进行降序排列辨识出飞行器弹性振动频率和幅值。本发明提供的一种基于调制滑动傅立叶变换的飞行器弹性振动在线辨识算法，对飞行器弹性振动频率和幅值进行在线辨识，为弹上滤波器自适应设计奠定基础，以提高飞行器的飞行控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110411289A
公开(公告)日：2019-11-05
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：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：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：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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