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公开(公告)号：CN119623260A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411670019.7
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0464 , G06N3/084 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于改进物理信息神经网络的气动参数辨识方法，包括：获取飞行器飞行过程中的目标飞行状态量；将目标飞行状态量输入改进的物理信息神经网络中，得到气动参数摄动量，气动参数摄动量为标称气动参数与实际飞行中的气动参数之间的差异量化值，改进的物理信息神经网络的损失函数为积分损失函数，该积分损失函数将包含估计值的动力学模型与真实动力学特性建立联系；根据气动参数摄动量以及对应的标称气动参数，确定实际气动参数。通过实施本发明，以积分的方式将包含估计值的动力学模型与真实动力学特性建立联系，确保神经网络在训练过程中能够学习到正确的动力学信息，提高气动参数的准确度，降低训练难度。
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公开(公告)号：CN113176788A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110457998.8
申请日：2021-04-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种基于变前向距离LOS制导律的飞行器路径跟踪方法，属于飞行器制导控制领域。采用一种“S”型函数来表示LOS制导律设计中前向距离和路径跟踪偏差之间的关系，使得飞行器能够在不同的路径跟踪偏差情况下实现快速、稳定收敛到期望路径，并能够保证指令切换时光滑连续。针对飞行器倾斜转弯机动的特点，提出一种基于Lyapunov稳定性理论的指令转换方法，将LOS制导律给出的航向角指令转换为滚转角指令。本发明适用于采用倾斜转弯实现机动的飞行器路径跟踪问题，能够满足飞行器快速、稳定收敛到期望路径的任务需求；同时，所设计的算法易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程实用性。
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公开(公告)号：CN110210295B
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN201910334915.9
申请日：2019-04-24
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种网格背景下的高精度靶标识别检测方法。使用本发明能够实现网格背景下靶标的实时、高精度识别，为无人机撞网回收提供可靠的视觉导航信息。本发明首先设计了一种靶标，并基于梯度搜索阈值和最优阈值更新的算法，获取合适的二值化阈值，并利用形态学滤波和粗细轮廓筛选算法实现在网状背景下靶标识别，同时为了实现实时检测，采用生成感兴趣区域和降采样的方式实现算法加速，在无人机撞网回收过程中，本发明采用图像处理的方式为导航提供位置解算信息，使得无人机可以实现自主回收的功能。
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公开(公告)号：CN119683033A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411691406.9
申请日：2024-11-25
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64U20/40 , B64U20/60 , B64U20/70 , B64U10/25 , B64U70/20 , B64U30/16 , B64U30/40 , G06F30/15 , G06F30/20 , B64U101/60
Abstract: 一种低成本可重构空中运载平台，属于飞行器设计领域。本发明包括机身组件、机尾组件、机头组件、机翼组件和模块化快速连接器。机翼组件固定安装在机身组件上方。机头组件、机尾组件通过模块化快速连接器连接至机身组件前方和后方，并通过模块化快速连接器快速拆卸更换。采用串列翼布局降低结构强度与材料成本。采用“低价值部件一次性使用，高价值部件回收利用”策略，取消起落架设计，提高载重比。运载平台投送前，以折叠形态放置于大型运输机中进行批量运输；使用时，采用集群投放方式进行大批量空投；运载平台的折叠机翼能够在空中进行展开并实现远距离滑翔，滑翔过程中采用一对舵面完成飞行控制并实现高精度小冲击着陆。
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公开(公告)号：CN118295434B
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202410407195.5
申请日：2024-04-07
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种基于最优弹道的复合制导律设计方法，该方法包括：获取滑翔飞行器的投放条件和全投放条件下的最优弹道；基于全投放条件下的最优弹道，选取投放条件附近预设范围内预设数量的最优弹道，采用最优反馈方法构造中制导律；构造RBF代理模型，进行末制导性能快速评估并得到具有末端落角约束的弹道成型末制导律；基于中制导律以及末制导律，通过双层次法设计中末制导阶段的交接条件；根据中制导律、末制导律以及交接条件确定复合制导律。通过本发明，能够满足滑翔飞行器最远射程制导律的设计需求，且兼顾射程和弹道终端约束，最终射程接近最优弹道射程。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116989788A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310782048.1
申请日：2023-06-29
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于零空间维护算法的紧耦合UWB‑IMU机器人自主定位方法，属于移动机器人自主导航与定位领域。本发明实现方法为：通过扩展卡尔曼滤波将UWB信息和IMU融合进行位姿估计，以提升定位精度的UWB‑IMU自主定位精度，且能够在线估计UWB锚点的位置。此外，基于EKF的SLAM系统存在不一致性问题；通过引入了FEJ(First Estimate Jacobian)‑EKF方法降低SLAM系统不一致性，通过在相同的状态点线性化展开计算可观性矩阵，维护可观性矩阵的零空间不变，确保SLAM系统具有正确的可观测矩阵的零空间维数，保证系统能观性与理想系统一致，提高UWB‑IMU机器人自主定位的能观性。
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公开(公告)号：CN116576736A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310556307.9
申请日：2023-05-17
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开的一种飞行器速度限制条件下时间和角度约束三维制导方法，属于飞行器精确制导领域。本发明实现方法为：在三维空间建立矢量模型，运用四元数理论和空间矢量制导模型实现空间比例导引的攻击角度预测，选取相应性能指标将对误差的控制问题转化为最优问题进行求解，通过调节预测的最终飞行器速度方向和期望的攻击角度方向之间的误差，实现攻击角度控制。在攻击角度约束制导律下，弹道形状和长度与飞行器速度变化无关。将攻击时间约束问题转化为剩余轨迹长度控制问题，在飞行器速度限制下通过轴向加速度控制实现剩余轨迹长度的控制。通过攻击角度约束制导律和轴向推力控制制导律相结合，实现飞行器速度限制的条件下攻击角度和时间约束制导。
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公开(公告)号：CN112459906B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN202011407029.3
申请日：2020-12-04
Applicant: 北京理工大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速指令频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。
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公开(公告)号：CN105905296B
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201610329445.3
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，该方法为根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值；根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；直到飞行器调整后的悬停升力大于自身重力。该方法能够在不依赖提高转速的飞行方法下获得飞行器额外的升力。
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公开(公告)号：CN118295434A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410407195.5
申请日：2024-04-07
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明公开了一种基于最优弹道的复合制导律设计方法，该方法包括：获取滑翔飞行器的投放条件和全投放条件下的最优弹道；基于全投放条件下的最优弹道，选取投放条件附近预设范围内预设数量的最优弹道，采用最优反馈方法构造中制导律；构造RBF代理模型，进行末制导性能快速评估并得到具有末端落角约束的弹道成型末制导律；基于中制导律以及末制导律，通过双层次法设计中末制导阶段的交接条件；根据中制导律、末制导律以及交接条件确定复合制导律。通过本发明，能够满足滑翔飞行器最远射程制导律的设计需求，且兼顾射程和弹道终端约束，最终射程接近最优弹道射程。
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