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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：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：CN110955256A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911220725.0
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的方法包括：(1)获取导弹俯仰通道指令、导弹偏航通道指令、导弹角速度，其中，所述导弹角速度包括俯仰角速度和偏航角速度；(2)对步骤(1)中的导弹角速度进行滤波处理，得到滤波后的角速度；(3)根据步骤(1)中的导弹俯仰通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的俯仰角速度确定俯仰通道舵指令；(4)根据步骤(1)中的导弹偏航通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的偏航角速度确定偏航通道舵指令；(5)根据步骤(3)-(4)中得到的俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令确定单舵舵指令；(6)根据步骤(5)中得到的扰流片偏转角指令驱动扰流片偏转。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110765404A
公开(公告)日：2020-02-07
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：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：CN110955256B
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN201911220725.0
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，属于飞行控制技术领域，所提供的方法包括：(1)获取导弹俯仰通道指令、导弹偏航通道指令、导弹角速度，其中，所述导弹角速度包括俯仰角速度和偏航角速度；(2)对步骤(1)中的导弹角速度进行滤波处理，得到滤波后的角速度；(3)根据步骤(1)中的导弹俯仰通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的俯仰角速度确定俯仰通道舵指令；(4)根据步骤(1)中的导弹偏航通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的偏航角速度确定偏航通道舵指令；(5)根据步骤(3)‑(4)中分别得到的俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令确定单舵舵指令；(6)根据步骤(5)中得到的扰流片偏转角指令驱动扰流片偏转。
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公开(公告)号：CN106909165B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710100568.4
申请日：2017-02-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，包含：S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。本发明在不增加传感器的情况下，利用导引头和消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法得到弹体姿态信息，实现制导控制，有效提升弹体阻尼及导弹动态性能。
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公开(公告)号：CN106909165A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710100568.4
申请日：2017-02-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，包含：S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。本发明在不增加传感器的情况下，利用导引头和消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法得到弹体姿态信息，实现制导控制，有效提升弹体阻尼及导弹动态性能。
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