-
公开(公告)号：CN117892214A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202211373326.X
申请日：2022-11-03
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F18/2415 , G06F18/15 , G06F18/214 , G06N3/0455 , G06N3/0442 , G06N3/088 , G07C3/00 , G06F123/02
Abstract: 异常检测模型的构建方法、异常检测方法及异常检测系统，涉及机器学习领域，尤其涉及工业系统的故障或异常检测。解决了现有的异常检测模型对非线性、强时序性及高维度的数据提取分析能力弱，及确定阈值时依赖初始数据分布、依赖于个人经验和不能动态调整等问题。所述异常检测模型基于LSTM‑AE框架和可自动设置参数的自适应阈值构建；所述异常检测方法及异常检测系统采用异常检测模型进行异常检测。本发明应用于对工业系统进行异常检测。
-
公开(公告)号：CN117891226A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202310715482.8
申请日：2023-06-16
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 基于MIC和图神经网络融合的航天器控制系统异常检测方法及系统，涉及故障、异常检测技术领域。解决现有航天器控制系统领域的异常检测方法，由于异常数据主要隐藏在大量的正确点中，难以复制，导致无法完全利用正常数据进行异常检测的问题。方法为将航天控制系统领域多维的时序数据进行MIC分析获得不同变量之间的最大信息系数；进而获得邻接矩阵；从离散变量序列提取出每个变量的时序特征；构建MIC‑图网络并获得预测数据；对预测数据进行判定，获得异常数据。本发明适用于航天器控制系统的故障、异常检测技术领域，可直接用于对于航天器控制系统采集的多维时序数据，并对多维时序数据进行时间段的异常检测和阈值检测判定异常工作。
-
公开(公告)号：CN117870475A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311812530.1
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，包括：获取理论参数和实时测量参数；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据理论参数和实时测量参数的比较结果，结合视加速度估计值，进行制导重构。通过本发明所述的基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，可以在一级飞行段发动机推力下降时进行制导重构，提高了系统适应性。
-
公开(公告)号：CN106996778B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
-
公开(公告)号：CN106892136B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710084248.4
申请日：2017-02-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，包括如下步骤：确认需要弹道重规划后，开始接收航天器状态信息；地面计算新目标轨道；上传新目标轨道参数；箭上收到目标轨道参数后，规划变轨策略；将规划变轨策略下传，如果地面测控系统认为点火时间和制导律不合理，则重新规划并再次发送上传参数，直至地面测控系统认为点火时间合理，并发送确认信息；开始变轨，进入新目标轨道。本发明实现消除基础级非致命故障带来的风险，保证有效载荷还能进入工作轨道；实现了故障状态下的最优目标轨道选取。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107101649A
公开(公告)日：2017-08-29
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：CN106989761A
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201710381717.9
申请日：2017-05-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法。本发明利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测，建立量测方程。设计自适应滤波算法，经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值，从而实现组合系统的在轨自标定。本发明克服了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。
-
公开(公告)号：CN106892136A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710084248.4
申请日：2017-02-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/242 , B64G2001/247
Abstract: 本发明涉及一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，包括如下步骤：确认需要弹道重规划后，开始接收航天器状态信息；地面计算新目标轨道；上传新目标轨道参数；箭上收到目标轨道参数后，规划变轨策略；将规划变轨策略下传，如果地面测控系统认为点火时间和制导律不合理，则重新规划并再次发送上传参数，直至地面测控系统认为点火时间合理，并发送确认信息；开始变轨，进入新目标轨道。本发明实现消除基础级非致命故障带来的风险，保证有效载荷还能进入工作轨道；实现了故障状态下的最优目标轨道选取。
-
公开(公告)号：CN105022403B
公开(公告)日：2016-03-23
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：CN119618232A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411674709.X
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于X射线源大气吸收效应的自主导航方法，属于飞行器自主导航技术领域。该方法首先建立在掩星观测状态下切点高度与X射线大气透过率的关系模型，再通过计算当前时刻的X射线大气透过率，得到对应的切点高度，结合预测的当前时刻飞行器速度和位置信息，通过卡尔曼滤波进行信息融合，实现飞行器自主导航。本发明利用X射线脉冲星导航探测器探测包括脉冲星和直流量X射线星在内的强流量X射线源，弥补了X射线脉冲星导航中强源数量不足的缺陷，扩充了导航源数量，提高了X射线脉冲星导航的精度和实时性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
94
records
(took 0.028 seconds)
