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公开(公告)号：CN116039959A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310106661.1
申请日：2023-02-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及空间飞行器技术领域，特别涉及一种空间飞行器的规避机动控制方法及装置。其中，该方法包括：基于空间飞行器与一个威胁的位置和速度，确定是否改变所述空间飞行器的期望速度方向；基于所述空间飞行器与所述威胁的位置和最新的速度，构建所述空间飞行器的扰动矩阵；利用所述扰动矩阵对所述空间飞行器的最新的速度进行修正，得到所述空间飞行器的期望规避速度；基于所述期望规避速度和预设的轨道运动方程，得到所述空间飞行器的最终的轨控加速度，以将所述最终的轨控加速度作为所述空间飞行器的规避机动控制指令。本发明能够解决规避机动消耗的能量较高的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105589334B
公开(公告)日：2018-08-31
申请号：CN201610103962.9
申请日：2016-02-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于输入平滑的特征模型参数辨识方法，首先获取被控系统对象的特征模型，并根据被控系统对象的输入、输出构建中间变量、未知系数变量，然后使用辨识算法辨识未知系数变量得到辨识值，再对辨识值使用投影算法进行修正，得到修正后的辨识值作为下一周期的未知系数变量，最后根据未知系数变量计算得到中间控制量，进而得到下一周期被控系统对象的输入，完成当前周期的特征参数辨识。本发明方法通过对控制输入进行平滑设计来限制控制量的变化，并进一步限制特征模型参数的变化率，实现了特征模型参数辨识，同时，涵盖了目前常用的2阶特征模型、1阶特征模型，具有较好的通用性与应用前景。
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公开(公告)号：CN104571100B
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201510044114.0
申请日：2015-01-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/00
Abstract: 一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程(5)估计步骤(4)的未知矩阵；(6)设计控制律k
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公开(公告)号：CN116227137A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211655499.0
申请日：2022-12-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种地外天体表面热惯量反演与验证方法，包括：利用目标地物不同深度处的内部测温数据计算目标地物热扩散率，结合目标地物热容的实验测量值，获得目标地物热惯量的计算值；利用热成像仪对目标地物的表面测温数据，根据热惯量理论计算模型，求解目标地物的热惯量；利用由内部测温数据计算得到的热惯量拟合修正热惯量反演模型，提高基于表面测温数据的热惯量测算精度。本发明旨在解决目前基于热成像仪表面测温数据的热惯量反演方法的测算精度问题，为融合热特性的地外天体表面危险地形识别和可通过性分析提供技术储备。
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公开(公告)号：CN110244751B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN201910440199.2
申请日：2019-05-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种高超声速飞行器姿态自适应递推控制方法及系统，步骤如下：(1)结合控制目标、飞行器再入姿态动力学分析以及未建模动态和干扰分析，建立带扩张状态的姿态误差特征模型，其中扩张状态用于描述系统的未建模动态和干扰；(2)构建模糊神经网络估计器估计特征模型中的扩张状态，并结合特征模型结构联合设计特征模型的参数和神经网络参数的自适应律；(3)基于误差面，设计递推形式的自适应控制律，进一步提高控制系统的鲁棒性。本发明方法对不确定性有更好的适应能力，具有鲁棒性较强、控制精度较高等优点，适用于高超声速飞行器存在复杂未建模动态和强干扰环境下姿态的精确跟踪。
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公开(公告)号：CN104571100A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510044114.0
申请日：2015-01-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/00
Abstract: 一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程(5)估计步骤(4)的未知矩阵；(6)设计控制律k
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