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公开(公告)号：CN106383523A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610874908.4
申请日：2016-09-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0816
Abstract: 本发明公开了一种飞行器非线性姿态控制系统稳定性分析方法，属于飞行器姿态控制领域。该方法首先计算飞行器飞行状态对应的动力系数，用死区阈值h表达其中的对应项；之后绘制飞行器线性部分传递函数乃奎斯特曲线和非线性部分负倒描述函数曲线，若两曲线没有交汇点，则判断非线性系统稳定，设计俯仰通道死区阈值为h的取值，否则判断非线性系统不稳定；该方法给出了不同阈值条件下闭环系统的稳定性判别方法，从理论上提出了死区阈值对应的闭环回路稳定性判定依据。
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公开(公告)号：CN106556287B
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201610944823.9
申请日：2016-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。
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公开(公告)号：CN107515612A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710683550.1
申请日：2017-10-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，该方法包括以下步骤：S1、输入环境专业数据；S2、根据环境专业提供的弹性运动相关数据，建立由侧喷流开关动作产生的弹性箭体角速度数学模型；S3、根据箭体弹性运动特性，设计相应的滤波器；S4、设计与控制性能相匹配的控制门限，合理控制侧喷流喷管开启频率；S5、设计智能节能控制策略，使开启频率门限进行自适应调整。本发明基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，能够实现侧喷流姿控发动机开关动作智能自适应控制策略，能够最大限度抑制高频弹性振动对姿态控制产生的干扰，使得控制效率得到大大增强，以满足固体运载火箭姿态控制精度的需求。
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公开(公告)号：CN104298246B
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201410453969.4
申请日：2014-09-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 朱伟
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统，方法包括以下步骤：S1、采集飞行器的速度V、飞行器在发射系下的当前横向位置Zt以及飞行器完成反向180°盘旋结束点在发射系下的横向位置Z，获取飞行器飞行器中制导指令AzO；S2、获取飞行器末制导指令Az1；S3、根据飞行器中制导指令AzO和末制导指令Az1确定飞行器最终的制导指令Az，作为自动驾驶仪的输入指令从而实现飞行器的反向180°盘旋飞行。本发明还提供了一种实现上述方法的系统。实施本发明可以非常便捷地实现飞行器反向180°飞行，具有算法简单、易于工程实现、对自动驾驶仪压力小的优点。
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公开(公告)号：CN104270120A
公开(公告)日：2015-01-07
申请号：CN201410452874.0
申请日：2014-09-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明公开了一种利用双惯组进行弹性振荡抑制的方法和系统，方法包括以下步骤：S1、双惯组分别采集运载器角速率信息；S2、根据获取的运载器角速率信息获取线性加权系数K；S3、根据运载器角速率信息，进行加权系数K的线性叠加，从而获取阻断了弹性振荡后的真实弹体角速率。本发明还提供了实现上述方法的系统。本发明方法和系统利用双惯组采集的不同信息，自动选取加权系数进行线性叠加，从而输出只有微弱弹性信息的惯组数据，进而阻断了弹性振荡对姿态控制系统的不利影响。本发明方法和系统具有算法简单，易于工程实现的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105159311A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510582670.3
申请日：2015-09-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 朱伟
Abstract: 本发明公开了一种用于捷联导引头的自动驾驶仪的设计方法。在控制结构上采用传统成熟的带伪姿态角的三回路过载跟踪模式，使自动驾驶仪的三个主导极点重合于实轴上，且重合位置在保证系统稳定裕度以及反向超调极小的基础上，尽量远离虚轴，以提高快速响应的能力；该设计方法在当前控制系统的基础上尽量提升自动驾驶仪的快速响应能力，且同时避免出现任何正向超调，以实现过载指令的平滑跟踪，大大地减小了自动驾驶仪对捷联导引头目标识别算法的不利影响，极大地提升了最终的命中精度；此外，该方法还具有算法简单，易于工程实现的优点。
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公开(公告)号：CN106556287A
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201610944823.9
申请日：2016-11-02
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41G3/00
CPC classification number: F41G3/00
Abstract: 本发明公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。
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公开(公告)号：CN107515612B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201710683550.1
申请日：2017-10-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，该方法包括以下步骤：S1、输入环境专业数据；S2、根据环境专业提供的弹性运动相关数据，建立由侧喷流开关动作产生的弹性箭体角速度数学模型；S3、根据箭体弹性运动特性，设计相应的滤波器；S4、设计与控制性能相匹配的控制门限，合理控制侧喷流喷管开启频率；S5、设计智能节能控制策略，使开启频率门限进行自适应调整。本发明基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，能够实现侧喷流姿控发动机开关动作智能自适应控制策略，能够最大限度抑制高频弹性振动对姿态控制产生的干扰，使得控制效率得到大大增强，以满足固体运载火箭姿态控制精度的需求。
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公开(公告)号：CN106444807B
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201610864293.7
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，包括以下步骤：S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，并分析得到弹体稳定性指标和操纵性指标；S3、在上述气动性能分析的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，设计时考虑弹体稳定性指标和操纵性指标。S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。本发明方法通过对栅格舵与侧喷流复合控制，实现了对运载火箭姿态的稳定控制。
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公开(公告)号：CN106383523B
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201610874908.4
申请日：2016-09-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器非线性姿态控制系统稳定性分析方法，属于飞行器姿态控制领域。该方法首先计算飞行器飞行状态对应的动力系数，用死区阈值h表达其中的对应项；之后绘制飞行器线性部分传递函数乃奎斯特曲线和非线性部分负倒描述函数曲线，若两曲线没有交汇点，则判断非线性系统稳定，设计俯仰通道死区阈值为h的取值，否则判断非线性系统不稳定；该方法给出了不同阈值条件下闭环系统的稳定性判别方法，从理论上提出了死区阈值对应的闭环回路稳定性判定依据。
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