公开(公告)号：CN111781941A

公开(公告)日：2020-10-16

申请号：CN202010541327.5

申请日：2020-06-15

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 仲科伟 ,  张晓峰 ,  叶赛仙 ,  彭一洋 ,  夏斌 ,  郑子元 ,  陈亮

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明公开了一种基于滑模自抗扰复合控制的飞行器滚动通道姿态控制方法，包括以下步骤：(1)根据飞行器运动方程，在小扰动假设下，使用系数冻结法线性化弹体数学模型，得到滚转通道的线性化数学模型；(2)采用非线性跟踪微分器安排过渡过程，合理地提取出系统输入的微分信号；(3)根据线性化数学模型，采用滑模变结构控制方法设计滚动通道姿态控制律；(4)在滑模变结构控制器基础上，加入扩张状态观测器实时估计系统的不确定性及外界干扰总和，并对观测到的外界干扰进行补偿控制。本发明采用滑模-自抗扰复合控制方法进行飞行器滚动通道的姿态控制，具有响应快，控制精度高的优点，在姿态指令跟踪和抗干扰等性能方面具有较好的效果。

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

Inventor： 叶赛仙 ,  仲科伟 ,  陈光山 ,  彭一洋 ,  张晓峰 ,  陈亮 ,  田野

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。

公开(公告)号：CN112327908B

公开(公告)日：2023-01-17

申请号：CN202011156237.0

申请日：2020-10-26

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 叶赛仙 ,  仲科伟 ,  陈光山 ,  郑子元 ,  陈亮 ,  余帅先 ,  刘露

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。

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

Inventor： 叶赛仙 ,  仲科伟 ,  陈光山 ,  彭一洋 ,  张晓峰 ,  陈亮 ,  田野

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。

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

Inventor： 奚勇 ,  叶赛仙 ,  仲科伟 ,  陈光山 ,  郑子元 ,  蒋虎超 ,  陈亮

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。

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

Inventor： 叶赛仙 ,  仲科伟 ,  陈光山 ,  郑子元 ,  陈亮 ,  余帅先 ,  刘露

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。