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公开(公告)号：CN114199278A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111368156.1
申请日：2021-11-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种低精度惯组参数估计方法，包括以下步骤：构建激光惯组和MEMS惯组的测量模型；根据激光惯组的输出和标定参数计算载体坐标系下的三轴角增量值和视速度增量值；将n个时间点的所述三轴角增量值和视速度增量值作为MEMS惯组测量模型的输入，基于最小二乘法，建立MEMS惯组量测方程；按时间顺序获取历史数据，进行自适应滑窗；将滑窗取得历史数据带入所述量测方程得到对应的量测矩阵；计算量测矩阵的线性度；当线性度满足阈值后，通过最小二乘法，利用滑窗取得历史数据估计MEMS惯组的参数。本发明实现低精度惯组参数的在线估计，提高定位的精度。
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公开(公告)号：CN106020216B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610320246.6
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：确定飞行器的法向力系数；根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin；根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzc1。通过使用本发明所提供的方法，可以在满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现纵横向制导力分配的协调。
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公开(公告)号：CN106005481B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610319980.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器的下压末段翻身时机调整方法及系统，包括：建立飞行器在下压末段翻身起判时刻的高度差与翻身时刻待飞航程的映射关系；其中，高度差为飞行器实际高度与标称高度的差值；当处于下压末端的飞行器的实际待飞航程小于预设航程阈值时，记录飞行器此时的实际高度，计算飞行器此时的高度差作为判别高度差；通过映射关系计算判别高度差对应的待飞航程，将计算得到的待飞航程作为判别航程；当飞行器的实际待飞航程等于判别航程时，向飞行器发送翻身指令。本发明能够快速确定最佳翻身时机，减小偏差情况下终段高度及速度散布。
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公开(公告)号：CN106021679A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610319674.7
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T10/82 , G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种末端机动小过载制导指令的奇异处理方法，该方法包括：根据预设的末端机动段制导律和方案，计算得到纵向制导力Fycx和横向制导力Fzcx；对制导力进行奇异处理：如果Fycx
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公开(公告)号：CN105093933A
公开(公告)日：2015-11-25
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105093932A
公开(公告)日：2015-11-25
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：CN104973250A
公开(公告)日：2015-10-14
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：CN104925271A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510256514.8
申请日：2015-05-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了升力式飞行器的再入标准轨迹指令的确定方法，包括：根据确定的再入标准轨迹确定高度－速度、阻力加速度－速度的映射关系；利用数学拟合工具，确定高度－速度、阻力加速度－速度的解析形式的映射表达式，从而确定阻力加速度指令和高度指令；利用数学拟合来确定所述映射表达式中的待定系数的拟合值，得到确定的阻力加速度指令、高度指令与速度的拟合映射表达式；根据确定的阻力加速度指令、高度指令与速度的拟合映射表达式，确定再入标准轨迹的阻力加速度导数、二阶导数和当地弹道倾角指令。本发明能够实时生成跟踪制导所需的轨迹指令，减小在线指令生成复杂度，降低对跟踪控制律参数设计的敏感度。
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公开(公告)号：CN104731104A
公开(公告)日：2015-06-24
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：CN104155983B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410389839.9
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气动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通道的气流角；根据确定出的气流角以及耦合强度系数Sβ→γ，确定出所述偏航通道的气流角对所述滚动通道的力矩的耦合特性的交联影响；其中，Sβ→γ根据如下公式计算得到：其中，为所述飞行器的偏航通道的气流角的滚动力矩系数，为所述飞行器的滚动通道的舵面偏转角的滚动力矩系数。本发明的技术方案中，可以根据量化的偏航通道的气流角对滚动通道的力矩的交联影响，对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。
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