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[发明专利]一种无人艇组合定位定向方法和系统-CN201911329302.2有效
发明人：裴忠海;李聪;尹诗明;余薛浩;皮操;王鹏;李桂芳;周智洋 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-12-20 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G05D1/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种无人艇组合定位定向方法和系统，根据无人艇使用环境和传感器性能特点，确定组合定位定向系统的配置，并建立组合定位定向系统融合策略；根据步骤组合定位定向系统融合策略，对激光雷达数据进行预处理；采用相对定位随机采样一致算法对预处理后的激光雷达数据进行解算，得到无人艇与障碍物之间的相对距离；通过观测矢量融合算法，解算得到无人艇的定位定向信息，并输出。本发明使无人艇具备自主绝对+相对定位定向的能力，能够解决无人艇布放回收过程中姿态、速度、位置以及相对位置确定问题，为自主无人艇航行提供高可靠高精度的导航信息，且配置和算法实现简单，运行可靠，精度较高，便于工程应用。
一种无人组合定位定向方法系统

[发明专利]一种基于子母艇的无人艇自主回收方法-CN202010163443.8有效
发明人：李聪;尹诗明;裴忠海;皮操;余薛浩;李桂芳;阮军政;周智洋 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2020-03-10 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G05D1/02 文献下载
摘要：本发明一种基于子母艇的无人艇自主回收方法，具体步骤为：1)无人艇通过组合导航获取无人艇经纬度、速度与姿态；2)建立母船‑无人艇相对导航坐标系；3)建立无人艇进入母船坞舱对接区域；4)无人艇航行进入对接区域，并保持在对接区域内；5)无人艇控制自身速度位置，使其沿相对导航坐标系x轴航向坞舱；6)无人艇加速航行，沿坞舱中心线进入母船坞舱内部；7)无人艇获取无母船坞舱的相对位置；8)无人艇采用目标追踪算法航行至指定停靠目标点；9)停靠回收。
一种基于子母无人自主回收方法

[发明专利]一种应用倾角仪标定柔性喷管摆角传感器的方法-CN202110158334.1有效
发明人：王迪;于亚男;余薛浩;周静;周嘉炜;祖凤丹 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2021-02-04 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： G01B21/22 文献下载
摘要：一种应用倾角仪标定柔性喷管摆角传感器的方法，属于运载火箭控制系统半实物仿真技术领域。本发明方法包括：在柔性喷管出口端设置倾角仪和若干摆角传感器；在柔性喷管未充气状态，读取电子倾角仪的数据；对柔性喷管进行充气预设兆帕，充气完成后再次读取倾角仪的数据，比较充气前后的两次读数，获取柔性喷管在预设兆帕下的静态零位充气变化率；向柔性喷管发送阶梯信号指令，使柔性喷管随指令摆动，从‑L度到L度，每隔预设度数为一个台阶；记录每一个台阶倾角仪及摆角传感器的测量值；对n组读数进行三元线性回归，得到拟合的摆角公式，用于半实物仿真试验时，实时采集摆角传感器信号，根据拟合的公式得到实际的摆角并用于后续的闭环仿真。
一种应用倾角标定柔性喷管传感器方法

[发明专利]一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法-CN202110448732.7有效
发明人：甘庆忠;余薛浩;王建清;王鹏;张宇星;张飞;王禄 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2021-04-25 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法，属于再入返回着陆飞行器动力下降制导技术领域；步骤一、对飞行器气动减速段的飞行速度进行判别；当飞行速度低于速度门限A，进入步骤二；步骤二、采用软着陆轨迹规划方程组预测落点位置[ry(tf),rz(tf)]；步骤三、根据预测的落点位置，实时计算航程预测值Spredicted和航程期望值Sdesired；步骤四、当航程预测值Spredicted小于航程期望值Sdesired时，按气动减速段继续飞行；当航程预测值Spredicted大于等于航程期望值Sdesired时，进入步骤五；步骤五、建立在线轨迹规划模型，求出最优解，完成在线规划；本发明能够有效避免不合理的初始触发条件，从而提高返回着陆在线轨迹规划技术的可靠性，进一步提高返回着陆的安全性与成功率。
一种基于落点预测动力下降轨迹规划在线触发方法

[发明专利]一种基于光栅传感器的发动机摆角测量系统标定补偿方法-CN202110450191.1有效
发明人：于亚男;王迪;余薛浩;周静;周嘉炜;胡存明;徐超 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2021-04-25 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G01B11/26 文献下载
摘要：一种基于光栅传感器的发动机摆角测量系统标定补偿方法，通过地面测试获得光栅传感器的测量精度，可进一步确认是否满足测量指标要求，同时通过几何分析的方法进一步获得正交干扰带来的摆角测量铰链偏差计算公式，消除了在半实物仿真试验中双向摇摆带来的铰链干扰误差，同时采用高分辨率的阶梯信号标定方法获取正交方向不同预摆角状态下的摆角传感器静态零位和线性度，并在半实物仿真试验过程中，可将正交方向的摆角作为输入，根据几何分析和拟合计算得到的公式实时修正摆角测量值。摆角测量的精确度远大于现有方法。
一种基于光栅传感器发动机测量系统标定补偿方法

[实用新型]一种船用动力转向一体装置-CN202020353061.7有效
发明人：尹诗明;李聪;裴忠海;皮操;余薛浩;李桂芳;阮军政;周智洋 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2020-03-19 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： B63H25/42 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种船用动力转向一体装置，属于无人艇技术领域；包括活动安装架、固定架、转向电机、传动机构、角度传感器、推进器连接管、推进器电机和桨轮；固定架设置在活动安装架的侧壁处；固定架与外部船体固定连接；转向电机固定设置在活动安装架的顶部；推进器连接管轴向竖直穿过活动安装架；且推进器连接管的顶部通过传动机构与转向电机传动连接；角度传感器设置在推进器连接管的顶端；推进器电机固定安装在推进器连接管的底端；桨轮与推进器电机的输出端固连；本实用新型能够为船的航行提供推力，并且能够进行转向，从而通过推力和转向的控制，达到控制船的航速、航迹的效果；同时，具有结构紧凑，集成化程度高，通用性强，拆装调整方便等优势。
一种动力转向一体装置

[发明专利]一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法、装置-CN201811594810.9有效
发明人：陈海朋;黄飞;余薛浩;朱舰;盛宏媛 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2018-12-25 - 公布日： 2020-10-23 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，包括如下步骤：步骤一、建立间隙系统模型；利用描述函数原理建立间隙特性描述函数，获得飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述；步骤二、根据敏感器测量的飞行器姿态信息，采用最小二乘方法在线拟合，获取实时姿态振荡幅值、实时姿态振荡频率，然后获得在线辨识间隙幅值参数；步骤三、根据步骤二中所述的在线辨识间隙幅值参数，对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。本发明的实现更加简洁，补偿精度更符合实际飞行状态，确保补偿的准确性。
一种电动伺服系统间隙辨识补偿控制方法装置

[发明专利]一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法-CN201811474203.9有效
发明人：盛宏媛;余薛浩;裴忠海;王鹏;陈海朋;黄飞 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2018-12-04 - 公布日： 2020-07-17 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种返回式运载火箭垂直着陆阶段的组合导航方法，每一周期内的导航算法包含：步骤S1、捷联解算，得到当前时刻箭体水平方向姿态角、箭体沿垂直方向的降落速度和第一高度值，进入步骤S2。步骤S2、判断当前时刻捷联解算的结果是否满足相对组合导航条件，若是，进入S3，若否，则结束。步骤S3、进行激光测距组合解算，得到箭体质心到地面的第二高度值，进入步骤S4。步骤S4、将第二高度值在预设时间内的增量与第一高度值在相同预设时间内的增量进行比对，判断两者的增量差值是否在预设阈值范围内，若是，进入步骤S5，若否，则结束。步骤S5、根据所述第二高度值对当前时刻所述第一高度值进行修正。本发明提高了火箭着陆的安全性。
一种返回运载火箭垂直着陆阶段组合导航方法

[发明专利]一种运载火箭半实物仿真试验惯组模拟方法-CN201611100052.1有效
发明人：王迪;于亚男;陈海朋;余薛浩;范崇盛;周嘉炜;刘思 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-12-02 - 公布日： 2020-02-14 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种运载火箭控制系统半实物仿真试验惯组模拟的方法，在进行半实物仿真调试、测试及正式试验阶段，可用于替代真实惯组及转台进行仿真试验，另外还具备测试真实转台和惯组动态特性的功能，该方法接收动力学模型的姿态、速度、位置信号，解算得到惯组陀螺及加表测量信号，模拟出惯组及转台的主要功能，实现正常模式及故障模式下的开环、闭环半实物仿真试验，测出转台+惯组组合体的动态特性，并且该方法可对现有转台与惯组的动态特性进行测试和模拟，在测试试验时惯组模拟器可模拟转台和惯组的主要功能，由姿态、速度、位置生成加表和陀螺测量信息，在试验过程中可代替真实设备进行试验，显著降低成本，并降低试验复杂度，简化流程。
一种运载火箭实物仿真试验模拟方法

[发明专利]一种三冗余1553B总线动态切换方法-CN201710245410.6有效
发明人：程亮;周如好;余薛浩;梁家诚;杨孔进;杜建峰;陈川 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-04-14 - 公布日： 2019-12-20 - 主分类号： H04L12/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种三冗余1553B总线动态切换方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：建立三机冗余总线网络计算机系统架构；步骤二：设计冗余总线的配置方法，默认总线A通信作为主总线，计算机系统上电状态默认第一冗余模块为当班机，第一总线芯片配置为BC模式，第二总线芯片和第三总线芯片均配置为MT模式；步骤三：设计总线故障诊断方法，实现三机总线实时故障识别；步骤四：按照当班机切换原则重新组建一个BC模式和两个MT模式的三冗余总线模式。本发明使实时性与高可靠性需求的航天器计算机利用总线的串行时序特性与信息监视功能就可以确定三冗余的总线故障，实现简单，运行可靠，不受外界环境的影响，具有快速性、便于工程应用。
一种冗余 1553 总线动态切换方法

[发明专利]一种三冗余计算机同步方法-CN201611105640.4有效
发明人：程亮;余薛浩;桂亮;粱珣;杨孔进 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-12-05 - 公布日： 2019-11-29 - 主分类号： G06F1/12 文献下载
摘要：本发明提供了一种三冗余计算机同步方法，该方法采用表决模块为冗余计算机系统提供三路同步脉冲信号，冗余计算机的CPU对这三路同步脉冲信号进行故障检测，并采用相同的切换策略确定统一的同步脉冲信号，这样可以确保时钟系统出现一度或两度故障状态下，仍然能为冗余计算机提供连续的高精度同步时钟信号，从而提高了冗余计算机系统的可靠性；另外，本发明采用统一的同步脉冲信号，并通过三个冗余计算机间的状态交互，确保冗余计算机软件时间基准的同步性，并采用同步脉冲信号作为软件实时执行时的软终端触发信号，确保冗余计算机的工作进程同步；上述同步方法可以确保冗余计算间的时间误差小于10μs，同步方法实现简单，便于工程实现。
一种冗余计算机同步方法

[发明专利]运载火箭控制系统半实物仿真同步评价系统和方法-CN201610791829.7有效
发明人：于亚男;王迪;余薛浩;周静;陈海朋;胡存明 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-08-31 - 公布日： 2019-10-08 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭控制系统半实物仿真同步评价系统和方法，该方法包含步骤：S1，通过半实物仿真系统进行运载火箭控制系统半实物仿真时，同步仿真系统进行数学仿真，将半实物仿真和数学仿真各环节的输出数据实时对比，根据输出数据的偏差情况，实时评价半实物仿真系统的运行情况，控制仿真过程的运行或停止；S2，试验后，通过对整个周期半实物仿真和数学仿真各环节输出数据的分析，实现对整个半实物仿真过程的评价。本发明实现了对半实物仿真系统的实时监测，提高了系统的可靠性。
运载火箭控制系统实物仿真同步评价系统方法

[发明专利]一种基于发动机预摆的大质心横移下的姿轨控耦合控制系统与方法-CN201610970965.2有效
发明人： 余薛浩;陈海朋;黄飞;胡存明;贺从园;朱舰;高小安 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-10-31 - 公布日： 2019-08-09 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于发动机预摆的大质心横移下的姿轨控耦合控制系统与方法，包括：质心估计模块、预摆角计算模块、程序角去噪与补偿模块、控制反馈偏差计算模块、增量式PID控制模块、等效伺服摆角指令与限幅模块。本发明解决了在轨飞行器大质心横移姿轨耦合的高精度控制问题，达到了很好的工程应用效果。
一种基于发动机质心横移下姿轨控耦合控制系统方法

[发明专利]一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法-CN201510926794.9有效
发明人：裴忠海;周如好;余薛浩;王鹏;黄飞;盛宏媛;王建清;程亮;桂亮;闫贺 -专利权人：上海新跃仪表厂
申请日： 2015-12-11 - 公布日： 2019-07-05 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；设计Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；设计卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿。本发明通过低通滤波+凝固解析技术，使运载火箭不再需要复杂的光学瞄准系统，利用捷联惯导自身信息就可以实现俯仰、偏航、滚动的初始姿态确定，算法实现简单，运行可靠，不受外界环境的影响，具有快速性、便于工程应用。
一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法

[发明专利]一种运载火箭控制系统半实物仿真试验地面设备时间同步方法-CN201710024941.2有效
发明人： 余薛浩;王迪;于亚男;陈海朋;陈祺;廖开勇;姚春燕 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-01-13 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： G04G7/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭控制系统半实物仿真试验地面设备时间同步方法，在具有箭上时钟源的系统中，同步信号控制设备作为桥梁完成箭上产品及地面设备的时间同步，在无箭上时钟源的系统中，采用同步信号控制设备时钟源作为同步时钟完成地面设备间的时间同步。该方法解决了多设备、长时间仿真带来的时间不同步问题，提高了试验的有效性和可靠性，适用于多类不同通讯方式的半实物仿真系统，节约了设备成本。
一种运载火箭控制系统实物仿真试验地面设备时间同步方法

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