-
公开(公告)号：CN112193437A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202010940624.7
申请日：2020-09-09
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种航天器异面变轨轨迹规划方法，其步骤如下：步骤1：根据火箭实际参数及任务情况，获得轨迹规划方法相应参数；步骤2：建立火箭故障情况下的凸优化问题；步骤3：给定初始猜想，采用模型补偿方法迭代求解火箭故障情况下的凸优化问题。通过以上步骤，基于凸优化的火箭故障情况下的近圆轨道规划方法可以有效解决在故障情况下火箭的入轨问题，在一定时间内快速生成火箭可进入的半径最大的圆轨道与相应的轨迹；本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。
-
公开(公告)号：CN111258302A
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN202010076009.6
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LSTM神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法，适用于飞行器飞行过程中典型动力系统推力故障在线辨识领域。针对控制系统飞行运动信息进行数据融合生成，并训练LSTM神经网络，采用训练好的LSTM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LSTM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。本发明搭建轻量级的神经网络，运算简单，辨识速度快。
-
公开(公告)号：CN111240304A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010076010.9
申请日：2020-01-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种用于飞行器推力故障在线辨识的机器学习样本生成方法，适用于飞行器飞行过程中典型动力系统故障在线辨识领域。针对控制系统飞行运动信息(如飞行位置、速度、加速度、姿态角、角速度等)进行数据融合生成，并按照本发明设计方法截取相应的数据作为机器学习训练与测试样本。本发明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，通过在仿真模型中引入偏差组合循环生成数据，数据更加真实可信，有利于实际故障辨识精度的提高。本发明对故障模式进行了细化，生成了故障模式颗粒度较细的相关数据，有利于辨识精度的提高。
-
公开(公告)号：CN111221345A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN202010076008.1
申请日：2020-01-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于决策树的飞行器推力故障在线辨识方法，适用于飞行器飞行过程中典型动力系统推力故障在线辨识领域。针对控制系统飞行运动信息(如飞行位置、速度、加速度、转速、姿态角、角速度等)进行数据融合生成，并生成决策树，采用训练好的决策树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，生成决策树，本发明可对飞行器推力故障进行实时在线辨识，可准确辨识出发动机故障。
-
公开(公告)号：CN111176263A
公开(公告)日：2020-05-19
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107101649B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201710376506.6
申请日：2017-05-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法在轨、实时地标定出制导工具的误差系数，对制导工具误差进行补偿。本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。
-
公开(公告)号：CN104898461B
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201510191279.0
申请日：2015-04-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭控制系统半实物仿真试验系统及方法，包括半实物仿真模块、试验状态参数配置信息文件、仿真试验数据库、数据接口模块和仿真试验报告生成模块；仿真试验报告生成模块包含仿真试验报告模板和数据字典；仿真试验报告模板定义了仿真试验报告的文档结构表，数据字典包括试验状态参数数组中所有试验状态参数对应的变量名称，试验状态参数不同的取值，试验状态参数不同的取值所对应的仿真试验报告中的语义。本发明能够快速、自动生成仿真试验报告，保证试验结果数据和试验状态的一致性。
-
公开(公告)号：CN105022858A
公开(公告)日：2015-11-04
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。
-
公开(公告)号：CN105022403A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510236144.1
申请日：2015-05-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种滑翔飞行器的纵向轨迹控制增益的确定方法，包括：根据滑翔飞行器的纵向控制模型确定滑翔飞行器的简化高度控制模型 其中，x1＝h，x2＝V·Θ，h为滑翔飞行器的高度，为滑翔飞行器的高度变化率，V为速度，Θ为滑翔飞行器的弹道倾角，m为滑翔飞行器的质量，F为滑翔飞行器受到的气动力即控制量，和分别为x1和x2的一阶导数；根据简化高度控制模型，确定该简化高度控制模型的最优的控制量满足：其中，K＝[Kh KΘ]为最优的控制量，Kh为高度控制增益，KΘ为弹道倾角控制增益。本发明可快速设计高度控制的增益参数，有效降低设计复杂度，提高设计通用性，可直接用于滑翔飞行器纵向高度控制方案中。
-
公开(公告)号：CN104978489A
公开(公告)日：2015-10-14
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
94
records
(took 0.03 seconds)
