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

Inventor： 黄万伟 ,  柳嘉润 ,  包为民 ,  马卫华 ,  吴建武 ,  祁振强 ,  李爱国 ,  唐海红 ,  郑总准

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。

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

Inventor： 黄万伟 ,  柳嘉润 ,  包为民 ,  马卫华 ,  吴建武 ,  祁振强 ,  李爱国 ,  唐海红 ,  郑总准

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。

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

Inventor： 杨业 ,  马卫华 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  禹春梅 ,  唐海红 ,  吴浩

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。

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

Inventor： 杨业 ,  马卫华 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  禹春梅 ,  唐海红 ,  吴浩 ,  郭涛

IPC: B64F5/00 ,  G06F19/00

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。

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

Inventor： 杨业 ,  马卫华 ,  包为民 ,  黄万伟 ,  祁振强 ,  禹春梅 ,  唐海红 ,  田海涛

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。

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

Inventor： 柳嘉润 ,  黄万伟 ,  包为民 ,  马卫华 ,  祁振强 ,  唐海红

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。