-
公开(公告)号：CN119846939A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411807839.6
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明提供一种针对飞行器及其部件的多体耦合运动的一体化控制方法，该方法为：建立多体耦合运动飞行器的全状态动力学模型，并推导得到能够显含控制输入与被控量的标量式微分方程；先设计不考虑建模误差、参数误差与外部扰动的反馈线性化的基本控制结构；再设计考虑外部扰动与建模误差的控制结构，并设计模型补偿扩张状态观测器，将外部扰动与建模误差进行在线估计，而后对控制结构的输出进行补偿，保证闭环控制效果，最后生成对外部扰动与建模误差进行补偿后的控制结构。该方法能够解决多体耦合运动飞行器动力学模型的控制结构设计困难、控制效果欠佳等问题，达成飞行器部件与姿态高精度强鲁棒一体控制的目的。
-
公开(公告)号：CN119808619A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411715659.5
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种基于机器学习的非定常气动特性预测方法，包括：步骤一、基于变量维数和变量的试验水平数确定风洞试验/数值模拟原始数据组数N；步骤二、进行N组风洞试验或数值模拟，得到原始气动数据集；步骤三、将步骤二N组数据进行补点差值，扩展到Q组数据；步骤四、通过多元插值方式，对步骤三中得到的全面试验点进行加密处理；步骤五、基于反向传播神经网络(BPNN)模型，建立机器学习框架；步骤六、基于步骤四加密后得到的气动数据，以设计的损失函数为评价指标对步骤五的BPNN进行网络参数优化，输出训练得到的神经网络；步骤七、获取边界延拓增强后的BPNN网络；步骤八、基于步骤七得到的神经网络，对非原始数据点处的非定常气动特性预测。
-
公开(公告)号：CN119940076A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411807581.X
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/0499 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种大动压气动力/热/结构/控制多场耦合计算及控制方法，该方法为：计算得到大动压飞行器的气动力/气动热/结构的多场耦合特性；依据多场耦合特性开展气动模型修正，建立大动压飞行器刚弹耦合动力学模型；设计能够保证刚弹耦合模态镇定的滑模面，基于刚弹耦合动力学模型得到等效控制项；加入超螺旋滑模切换控制项，形成超螺旋滑模闭环控制律；设计BRF神经网络状态观测器的输出层权值自适应律，实现对刚弹耦合模态的在线估计，形成针对大动压飞行环境的基于刚弹耦合模态智能在线估计的超螺旋滑模闭环控制律。该方法能够准确获取飞行器大动压环境下气动力/热/结构多场耦合特性，最终达成大动压飞行环境下高精度强鲁棒控制的目的。
-
公开(公告)号：CN119918168A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411735106.6
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑部件运动的试验模型质量属性匹配设计方法，该方法建立部件线运动中试验模型、固定部件与运动部件的质心关系模型和转动惯量关系模型，基于该模型计算运动部件的质量、质心实时位置及相对自身质心的转动惯量；基于得到质量属性设计实体试验模型，分别基于实体试验模型和理论设计模型得到运动部件在起始位置、结束位置及典型中间位置时的合质心位置实际值、理论值及总转动惯量实际值、理论值；通过分析实际值和理论值的差异设计配重块质量属性，实现部件运动过程中实体试验模型对理论设计模型质量属性动态变化的实时模拟。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中试验模型难以准确模拟理论设计模型质量属性动态变化的技术问题。
-
公开(公告)号：CN119827102A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411807373.X
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种高速风洞虚拟飞行试验控制相似性准则确定方法，分别对虚拟飞行的开环和闭环运动相似性进行分析；对虚拟飞行的闭环运动相似性进行分析时，先对状态反馈控制结构进行标准化变换，然后对进行标准化后的状态反馈控制结构的控制参数进行相似变换，控制参数为反馈增益；最后，通过风洞虚拟飞行对飞行器的闭环控制时域响应特性和频域特性，即稳定裕度进行分析，确定缩比飞行器与真实飞行器闭环控制的时域和频域特性相似分析准则。本发明适用于高速风洞虚拟飞行试验，在满足一定相似性准则的条件下，通过风洞虚拟飞行试验中缩比飞行器的开环/闭环动力学响应及控制特性，实现对真实飞行器的开环/闭环动力学响应及控制特性的拟真。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117723257A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311606984.3
申请日：2023-11-28
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明公开的变形飞行器风洞虚拟飞行试验控制参数相似变换方法，包括确定风洞虚拟飞行试验流动相似准则，选取试验与真实飞行需要满足相似性的参数；确定风洞试验模型缩比倍数，按照相似比例关系设计模型的结构质量参数；计算风洞虚拟飞行试验各项运动参数与真实飞行的相似比例关系；对虚拟飞行试验的开环姿态指令及变形机构指令进行相似变换；对试验模型执行机构参数进行相似变换；对缩比试验闭环控制律进行相似变换。本发明首次建立了完整的控制系统参数相似准则，通过应用本发明技术，实现在风洞虚拟飞行试验环境下逼真模拟考虑闭环控制的真实飞行过程，可在地面验证控制系统稳定性、分析评估飞行性能。
-
公开(公告)号：CN112163271A
公开(公告)日：2021-01-01
申请号：CN202010919959.0
申请日：2020-09-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G01D21/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点和表面静压测点的实际压力值；确定当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点；获取N个离散大气参数组合；获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并获取当前时刻的来流静压。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。
-
公开(公告)号：CN119846946A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411807752.9
申请日：2024-12-10
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供一种强抗扰频点自适应切换扩张状态观测器设计方法，该方法为：提取被控对象系统中需要进行扰动观测的状态变量，并生成针对该状态变量的系统状态方程；建立频点自适应切换扩张状态观测器的基本形式；该频点自适应切换扩张状态观测器中的基础频点为ω，变频因子为ξ，通过设计频点自适应切换逻辑条件，使得变频因子ξ能够在ξ1和ξ2之间切换，进而实现扩张状态观测器在ξ1ω,ξ2ω两个频点间自适应切换；该方法紧密围绕实际工程需求，能够解决大带宽高增益对噪声的放大以及其他复杂形式扩张状态观测器参数整定困难问题，达成兼顾扰动估计快速性与对噪声的鲁棒性的目的。
-
公开(公告)号：CN117508563A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311606010.5
申请日：2023-11-28
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明公开一种乘波加变形气动外形设计方法，通过变后掠翼面实现宽域乘波，在不同的马赫数下采用不同的后掠角达到各马赫数下最佳乘波状态。乘波体飞行器沿飞行剖面的变形策略为：根据激波角随马赫数增大而变小的特性，在设计马赫数下，翼面处于原始后掠角状态；在高于设计马赫数的状态下，随着马赫数增大，翼面逐渐向内收起，后掠角增大；在低于设计马赫数的状态下，随着马赫数降低，翼面逐渐向外展开，后掠角变小。通过乘波+变形气动外形设计方法解决了传统乘波体单点乘波的问题，提升了乘波飞行器在宽域条件下的升阻比性能，提升全飞行剖面的航程。
-
公开(公告)号：CN112163271B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202010919959.0
申请日：2020-09-04
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G01D21/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点和表面静压测点的实际压力值；确定当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点；获取N个离散大气参数组合；获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并获取当前时刻的来流静压。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
13
records
(took 0.022 seconds)
