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公开(公告)号：CN119047135A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202410983848.4
申请日：2024-07-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 一种摆动喷管操纵效率在线辨识方法，包括：根据发动机地面试车获得的不同工作温度状态下发动机工作推力曲线计算理论飞行轨迹；根据得到的所述理论飞行轨迹，确定飞行过程中飞行器总体参数与关键飞行状态量的关系；根据所述飞行器总体参数与关键飞行状态量的关系，拟合出飞行器总体参数随关键飞行状态量变化的函数；计算不同工作温度状态下飞行器弹性模态频率变化规律，以此为依据设计滤波器对飞行过程中测量的过载信息进行滤波处理；建立摆动喷管操纵效率随关键飞行状态量变化的数学模型，从而实现摆动喷管操纵效率的在线辨识。本发明提高了飞行器对摆动喷管操纵效率离散性差异的适应能力和飞行控制品质。
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公开(公告)号：CN119533212A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202410531042.1
申请日：2024-04-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于摆动喷管的导弹大静不稳定控制方法：采用摆动喷管控制俯仰通道和偏航通道、采用空气舵控制滚转通道；滚转通道的控制方法为：采用变结构控制方法得到滚动通道控制指令，滚动通道控制指令经过限幅之后，输出至舵系统；根据在线辨识得到的推力，将导弹飞行过程分为三个阶段：推力建立段、推力稳定段以及推力结束段；在导弹飞行过程的三个阶段，采用复合结构方法，计算俯仰通道控制指令和偏航通道控制指令，俯仰通道控制指令和偏航通道控制指令经过滤波和限幅之后，输出至舵系统；推力建立段、推力稳定段控制参数相同；进入推力结束段之后，对推力建立段、推力稳定段控制参数进行修正，消除推力结束段推力不确定性带来的控制误差。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119336041A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411220932.7
申请日：2024-09-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 一种基于价值函数的飞行器稳定控制系统参数优化方法，属于飞行控制技术领域，包括：根据飞行器飞行特征点的动力系数获取基础控制参数；设定该特征点期望稳定控制指标；计算当前控制参数下的稳定控制性能；构造关于稳定控制性能和期望稳定控制指标的价值函数；设计控制参数组在其邻近域寻优过程中的迭代方式；寻找最优控制参数。本发明针对飞行器飞行特征点参数设计受限于多个稳定控制性能指标，难均衡满足指标或使得单项指标设计裕度尽量大的问题，通过构造关于典型稳定控制性能与期望性能指标的价值函数，在当前控制参数组的邻近域内搜索使得价值函数更大的参数组合，以获取更优的控制参数作为下次搜索的基准，经过多轮迭代确定最佳控制参数组。
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公开(公告)号：CN118500381A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410637391.1
申请日：2024-05-22
Applicant: 上海交通大学 , 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种面向空海协同的异构多智能体协同SLAM方法和系统，方法应用于无人平台，包括如下步骤：获取传感器信息，通过第一阶段的位置估计得到初步位姿，提取关键帧和地图点并发送至后端服务器；从后端服务器接收共定位因子，基于共定位因子和传感器信息，通过因子图优化进行第二阶段的位置估计，实现位姿和局部地图的更新，其中，共定位因子的生成过程包括：接收每个无人平台的关键帧和地图点，通过闭环检测和全局优化，将全局优化后的关键帧的位姿作为共定位因子发送至对应的无人平台。与现有技术相比，本发明具有定位精度高、抗干扰能力强、成本较低等优点。
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公开(公告)号：CN116294834A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310135048.2
申请日：2023-02-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于四片舵控制的导弹舵偏动态分配方法，属于飞行控制技术领域。本发明提供的技术方案相比传统导弹通道舵偏分配方式，在对导弹三个通道舵偏进行分配时，充分考虑俯仰通道和偏航通道舵偏大小，将滚动通道舵偏依据俯仰通道和偏航通道需求舵偏相对大小，差异性地分配到四个单舵上。这种分配方案相比传统分配方案，可有效提高舵偏的使用率，使三个通道均能付出较大舵偏，提高导弹控制精度，增加飞行稳定性。本发明计算简单，性能稳定，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN116069063A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202310136327.0
申请日：2023-02-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法，属于飞行控制技术领域。本发明提供的方法包括：获取导弹的合成攻角、气流滚转角、俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角和滚动通道舵指令；根据合成攻角计算攻角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；计算气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值；计算夹角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；计算滚动通道补偿舵指令；根据气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值确定滚动通道补偿舵偏角极性，计算补偿后滚动通道舵指令。本发明能够解决导弹大攻角下滚动斜吹干扰力矩大引起滚动角速度大幅振荡的问题，有效补偿大攻角条件下气流滚转角和合成舵偏夹角带来的滚动斜吹干扰力矩。
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公开(公告)号：CN116068882A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202310136344.4
申请日：2023-02-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 一种加入积分器动态限幅的导弹滚动姿态控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明包括：制导指令解算单元计算出导弹的滚动指令，并发送给滚动姿态控制器，敏感元件单元测量导弹的滚动角速度，并发送给滚动姿态控制器；滚动姿态控制器依据最大可用舵偏计算积分器输出值的上界和下界；依据上界和下界对积分器输出进行限幅；依据经过限幅处理的信息，计算变结构控制器输出；依据变结构控制器输出以及滚动角速度，计算滚动舵指令；滚动舵指令发送给舵系统，控制导弹运动。本发明解决了导弹大角速度滚动下因积分器输出值过大，滚动舵偏长时间处于限幅状态，舵偏需要较长时间脱离饱和区，从而导致导弹滚动角速度大幅度震荡，姿态不稳定的问题。
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