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公开(公告)号：CN105093933B
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201510350229.2
申请日：2015-06-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种确定LPV变增益控制器的方法，该方法包括：根据系统建模误差和LPV参数在线测量偏差，通过模型转换得到参数不确定的LPV系统的线性系统的控制器求解问题的标准形式；将线性系统的控制器求解问题转化为求解一个线性正矩阵不等式的凸优化问题；求解所述线性正矩阵不等式，得到对应的正定参数依赖矩阵X和Y；依次计算得到控制器K1中的参数CK1,BK1,AK1；根据控制器K1中的参数，确定控制器K中的参数。通过使用本发明所提供的方法，可以设计单一的具有自调节法则的控制器，可以保证闭环系统的稳定，且具有良好的动态性能和鲁棒性。
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公开(公告)号：CN105093932B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201510350142.5
申请日：2015-06-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种确定LPV变增益控制器的鲁棒性的方法。该方法包括：根据给定的矩阵P，以及控制器K1，得到LPV系统与控制器K1所组成的闭环系统所满足的LMI不等式；对LMI不等式进行变换后，计算以τ0为中心的τ的最大值τmax；将计算τ0为中心的τ的最大值问题转化为求解相对应的优化问题；将优化问题转化为求解线性矩阵不等式的特征值的问题；求解线性矩阵不等式的特征值，并根据特征值计算得到控制器所能承受的LPV参数最大测量偏差；根据所述V参数最大测量偏差确定控制器的鲁棒性。通过使用本发明所提供的方法，可以设计出具有干扰衰减、鲁棒稳定、闭环响应满足要求的控制器，使飞行器在整个飞行过程中始终具有良好的动态性能和鲁棒性。
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公开(公告)号：CN105022858B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201510232841.X
申请日：2015-05-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请公开了一种确定滑翔飞行器阻力加速度走廊边界的方法，包括：将三次样条插值函数S(x)的二阶导数S″(x)表示为每个插值区间上的线性函数，对其进行二次积分得到三次样条插值函数S(x)的表达式；对三次样条插值函数S(x)求导，根据插值节点处一阶导数连续的特点建立相邻节点处二阶导数的关系式；根据三种不同的边界条件，分别导出端点方程，进而建立关于三次样条插值函数S(x)在每个节点二阶导数值Mj(j＝0,1,…,n)的线性方程组，对所述线性方程组进行求解以得到三次样条插值函数S(x)的表达式作为插值结果。
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公开(公告)号：CN104973250B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510382142.3
申请日：2015-07-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64D7/00
Abstract: 本发明涉及一种滑翔飞行器下压弹道的攻角剖面确定方法，包括如下步骤：步骤一，下压初始参数设定；步骤二，计算下压段所允许的最大飞行攻角和最小飞行攻角，确定下压段飞行攻角实用范围；步骤三，设定下压段的飞行攻角与速度剖面。从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了技术途径，进而有效降低对伺服系统的指标要求，提升高超声速飞行器的整体性。
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公开(公告)号：CN104729504B
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510103669.8
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法。该方法包括：设置一个航迹坐标系；根据惯性导航参数计算发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵；根据发射惯性系到弹体系的转换矩阵和发射惯性到航迹坐标系的转换矩阵，计算航迹坐标系到弹体系的转换矩阵；根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，计算飞行器相对航迹坐标系的倾斜角。通过使用本发明所提供的飞行器的倾斜角的确定方法，可以较直观、且正确地获得无动力高超声速飞行器(例如，滑翔飞行器)的左转弯或右转弯逻辑的倾侧角。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104731104B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510102948.2
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法。该方法包括：在滑翔段飞行过程中，制导系统根据导航参数实时生成标准飞行轨迹指令；制导系统根据标准飞行轨迹指令中的飞行速度或马赫给出预置的攻角acx0；根据轨迹指令和导航系统提供的测量值，计算附加攻角指令Dacx；根据预置的攻角acx0和附加攻角指令Dacx，计算得到当前的实际攻角acx。通过使用本发明所提供的高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，可以效地改善阻力加速度跟踪控制的动态特性，提高动态条件下阻力加速度的跟踪控制精度，抑制飞行轨迹的波动，增强制导系统对各种偏差、不确定干扰和不确定条件的适应能力。
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公开(公告)号：CN104729504A
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201510103669.8
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C21/16
CPC classification number: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法。该方法包括：设置一个航迹坐标系；根据惯性导航参数计算发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵；根据发射惯性系到弹体系的转换矩阵和发射惯性到航迹坐标系的转换矩阵，计算航迹坐标系到弹体系的转换矩阵；根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，计算飞行器相对航迹坐标系的倾斜角。通过使用本发明所提供的飞行器的倾斜角的确定方法，可以较直观、且正确地获得无动力高超声速飞行器(例如，滑翔飞行器)的左转弯或右转弯逻辑的倾侧角。
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公开(公告)号：CN104156595B
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201410392765.4
申请日：2014-08-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种飞行器的飞行轨迹指令的确定方法和装置，所述方法包括：根据制导系统提供的飞行器的待飞航程，计算出飞行器的速度指令参数Vcx；根据制导系统提供的飞行器的飞行速度，计算出飞行器的阻力加速度指令参数Dcx、阻力加速度导数指令参数高度指令参数Hcx、倾角指令参数根据计算出的各指令参数生成飞行器的飞行轨迹指令，发送给飞行器的控制系统。本发明可根据飞行器的飞行速度和待飞航程，快速给出飞行器的飞行轨迹指令，有利于对飞行器的制导控制。
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公开(公告)号：CN104155989B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410395703.9
申请日：2014-08-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于运动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，所述装置包括：角度控制器、飞行器的伺服系统，其还包括：滚转角速率补偿支路，用于检测到飞行器的滚转角速率后乘以tanα，得到偏航角速率补偿值；角速率补偿器，用于分别接收偏航角速率补偿值、角度控制器输出的偏航角速率指令值，并使用偏航角速率补偿值对偏航角速率指令值进行补偿后，输出补偿后的偏航角速率指令值；角速度控制器，用于根据补偿后的偏航角速率指令值，输出相应的舵面偏转角度指令到伺服系统，由伺服系统控制飞行器的姿态。本发明的技术方案中，根据数值上与量化的交联影响相等的补偿值对飞行器进行补偿控制，有助于对飞行器的控制更为准确、可靠。
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公开(公告)号：CN104155985B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410389974.3
申请日：2014-08-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器姿态运动通道间惯性耦合特性的交联影响确定方法，所述方法包括：确定所述飞行器的偏航、俯仰通道的角速度；并确定所述飞行器的滚动、偏航、俯仰通道的惯量，以及所述滚动通道与偏航通道之间的惯性积；根据确定出的角速度、惯量和惯性积，计算出交联等效力矩作为确定出的所述偏航、俯仰通道的角速度对所述滚动通道的角速度的耦合特性的交联影响。本发明的技术方案中，实现了对飞行器的滚动通道的惯性耦合特性的交联影响的量化，便于对飞行器在不同飞行条件和飞行阶段下的滚动通道的惯性耦合特性的交联影响的对比，有利于飞行器姿态控制器的设计与研究。
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