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公开(公告)号：CN106774379B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710137351.0
申请日：2017-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法，利用自适应向传播(Back Propagation，BP)神经网络结合超螺旋滑模控制算法，设计针对挠性飞行器的调姿方案。该方案能满足挠性飞行器系统快速响应、强鲁棒性等要求，将提供比标准超螺旋算法更快的收敛速度。同时，该方案实现了参数自适应调节，由高频切换行为导致的抖振被有效的抑制，自适应增益还将解决超调和控制增益选取困难的问题。
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公开(公告)号：CN104991566B
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201510394084.6
申请日：2015-07-07
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 公开了一种用于高超声速飞行器的参数不确定性LPV系统建模方法。其中，对高超声速飞行器的非线性模型进行线性化处理，得到状态空间方程；确定LPV参数，并将状态空间方程中参变矩阵的非零元素拟合为LPV参数的仿射函数；对仿射函数进行处理，确定求解仿射函数的表达式；对线性化处理过程中产生的系统误差进行划归处理，确定求解系统误差的表达式。根据本发明，能够减小测量过程中产生的误差和因建模不准确而带来的系统误差，提高建模精确程度，并且LPV系统参数的个数少，有利于控制器的求解。
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公开(公告)号：CN105094114B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201510350455.0
申请日：2015-06-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种确定LPV控制器的稳定性的方法，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；当所述线性正矩阵不等式有解时，LPV控制器存在且稳定。通过使用本发明所提供的方法，可以确定LPV控制器的稳定性，得到控制器存在的充分条件。
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公开(公告)号：CN104155988B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410394876.9
申请日：2014-08-12
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的多通道姿态控制器，所述控制器包括执行机构和惯性平台，还包括：解算单元用于根据惯性平台的测量信息计算出飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的当前角速度、当前气流角后反馈输出；外回路控制单元用于根据三个通道的当前气流角、接收的气流角控制值，计算出三个通道的角速度调整值；对于偏航(俯仰)通道，将其角速度调整值与由交联支路引起的偏航(俯仰)角速度相加得其角速度控制值，并将滚动通道的角速度调整值作为该通道的角速度控制值；内回路控制单元用于根据三个通道的当前角速度和角速度控制值生成舵面偏转指令向执行机构输出。本发明通过补偿三个通道的角速度控制值使多通道姿态控制器获得更强的通道解耦效果。
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公开(公告)号：CN104155987B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410392440.6
申请日：2014-08-11
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气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，所述方法包括：将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值δγc乘以后，得到补偿值δψb；运用补偿值δψb对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值δψc进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩。本发明的技术方案中，对飞行器的滚动舵对偏航通道的气动耦合特性的交联影响进行量化，根据量化出的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104155989A
公开(公告)日：2014-11-19
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：CN104155987A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410392440.6
申请日：2014-08-11
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气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，所述方法包括：将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值δγc乘以后，得到补偿值δψb；运用补偿值δψb对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值δψc进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩。本发明的技术方案中，对飞行器的滚动舵对偏航通道的气动耦合特性的交联影响进行量化，根据量化出的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。
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公开(公告)号：CN104155984A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410389938.7
申请日：2014-08-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法，所述控制器包括：频率响应函数为WG(s)的第一频率响应单元，其输入端为控制器的输入端；低通滤波单元，其输入端与第一频率响应单元的输出端相连；减法器，其正向输入端与第一频率响应单元的输出端相连，负向输入端与低通滤波单元的输出端相连，其输出端输出的信号用于控制第一空气舵；频率响应函数为的第二频率响应单元，其输入端与低通滤波单元的输出端相连；乘法器，其输入端与第二频率响应单元的输出端相连，用于将第二频率响应单元输出的信号乘以系数后从其输出端输出，输出的信号用于控制第二空气舵。本发明的控制器在实现姿态通道内的两个空气舵的控制时，设计工作量小。
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公开(公告)号：CN109711010B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN201811528443.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。当飞行接近结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。
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公开(公告)号：CN111176263B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202010076043.3
申请日：2020-01-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种基于BP神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法，针对控制系统飞行运动信息进行数据融合生成，并训练BP神经网络，采用训练好的BP神经网络对主发动机故障进行辨识，能够有效实现对故障类型的实时准确建模判别。考虑飞行器质心运动、扰心运动、结构干扰、气动力及力矩等因素，建立更加真实可信仿真模型，生成可信的数据样本，对BP神经网络进行训练，本发明可对飞行器推力故障进行实时在线辨识，可准确辨识出哪台发动机故障，以及故障程度。本发明所需计算资源小，可嵌入现有飞行控制计算机，进行飞行过程中的故障实时辨识。发挥控制系统作用，掌握新的核心技术，解决非致命动力故障导致的飞行失利问题。
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