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公开(公告)号：CN106802660A
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201710136580.0
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
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 一种复合强抗扰姿态控制方法，该方法基于非奇异终端滑模、反步法和观测器，能实现挠性飞行器系统快速、高精度姿态跟踪控制，同时具有强抗扰能力。利用自抗扰控制对扰动的快速、精确估计能力，结合反步控制技术和非奇异终端滑模的强鲁棒性和快速性，实现高性能飞行器姿态跟踪控制。
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公开(公告)号：CN104809271B
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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公开(公告)号：CN103592946B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201310503680.4
申请日：2013-10-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于视加速度测量的主动段程序自适应纵向制导方法，根据轴向视速度增量累加和自动适应标准程序角，确保在较大的动力偏差下仍能以较高的精度按程序轨迹飞行。轴向视速度增量累加和-俯仰程序角数据表，以诸元形式装订，运载器仅依靠视加速度测量量即可生成程序指令，无需其他输入条件及复杂运算；制导指令根据实际动力水平自适应变化，无需辅助导引，从而避免了导引量分配的矛盾。在实际使用中对输入输出量均采取可靠性措施确保此发明工程应用可行。
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公开(公告)号：CN104809271A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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公开(公告)号：CN114047786B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202111425356.6
申请日：2021-11-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/695 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及一种用于集散式异构无人机集群的协同处理系统和方法，属于无人机技术领域，解决现有系统缺乏自组织能力和无法根据战场态势进行人为的任务信息修改的问题。该系统包括：多个无人机和与多个无人机通信连接的地面站，每个无人机包括：飞行控制器用于控制无人机姿态并且调整无人机的速度和飞行方向；光电吊舱用于实时拍摄视频帧并进行目标跟踪；以及信息处理模块用于主机根据地面站的任务信息规划整体航迹，多个无人机根据整体航迹规划自身航迹并将自身航迹发送给飞行控制器执行，基于视频帧进行目标识别和目标定位，通过地面站随时修改任务信息，实时根据修改的任务信息规划出修改航迹。能够根据战场态势实时根据修改的任务信息规划出修改航迹。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106595649B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201611048884.3
申请日：2016-11-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN106802660B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710136580.0
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
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种复合强抗扰姿态控制方法，该方法基于非奇异终端滑模、反步法和观测器，能实现挠性飞行器系统快速、高精度姿态跟踪控制，同时具有强抗扰能力。利用自抗扰控制对扰动的快速、精确估计能力，结合反步控制技术和非奇异终端滑模的强鲁棒性和快速性，实现高性能飞行器姿态跟踪控制。
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公开(公告)号：CN106477071B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201611060667.6
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。
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公开(公告)号：CN106788336A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611049727.4
申请日：2016-11-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。
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公开(公告)号：CN106705996A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611061742.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。
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