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公开(公告)号：CN114199279B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202111423727.7
申请日：2021-11-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Inventor： 高晓颖 , 赵民 , 赵欣艺 , 踪华 , 李冰 , 魏小丹 , 王森 , 王伟 , 唐海红 , 丑金玲 , 郑卓 , 禹春梅 , 司文杰 , 李宇明 , 裴圣旺 , 马骉 , 王秀春
Abstract: 本发明涉及一种全量模式下基于高精度惯组的MEMS惯组参数的在线估计方法，包括：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；通过累积时间点t之前的三轴角增量值和视速度增量值分别得到的三轴角度和视速度在时间点t的累积值；使用时间点t以及三轴角度在时间点t的累积值作为输入训练三轴角度的神经网络模型；将时间点t以及三轴视速度在时间点t的累积值作为输入训练三轴视速度的神经网络模型；将得到的当前时间点和三轴角度和视速度在当前时间点的累积值分别输入到对应的神经网络模型中在线估计MEMS惯组参数。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：CN114199278B
公开(公告)日：2023-06-13
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：CN104978489B
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201510381694.2
申请日：2015-07-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法，包括：第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值；第二步,基于地理坐标运动模型，计算快速下压飞行弹道，并记录整个飞行过程中的最大铰链力矩最大过载以及终端速度Vf和终端倾角Θf；第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。该方法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一种技术途径，跟踪计算得到的最小铰链力矩弹道，可有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余量，提升高超声速飞行器的整体性。
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公开(公告)号：CN106020216A
公开(公告)日：2016-10-12
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
CPC classification number: G05D1/0808
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：CN106005481A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610319980.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245 , G05D1/0808
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104925271B
公开(公告)日：2016-01-20
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：CN105094114A
公开(公告)日：2015-11-25
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
CPC classification number: G05B23/0254
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：CN104991566A
公开(公告)日：2015-10-21
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：CN104155986B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410392003.4
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惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，所述方法包括：根据如下公式计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δx；使用所述滚动舵的舵面偏转角δx对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；其中，公式为：本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，将其他通道对该通道的惯性耦合特性的交联影响，量化为该通道的空气舵的舵面偏转角；从而可以根据量化出的舵面偏转角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：CN104155988A
公开(公告)日：2014-11-19
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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