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公开(公告)号：CN109343341B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811393548.1
申请日：2018-11-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于深度强化学习的运载火箭垂直回收智能控制方法，研究实现运载火箭自主智能控制的方法。主要研究解决利用智能控制实现运载火箭垂直回收姿态控制和轨迹规划问题。对航天事业而言，无论在人工成本的节约上，还是在人工失误的减少上，航天器自主智能化无疑都是具有重大意义的。建立运载火箭垂直回收仿真模型，并建立相应的马尔科夫决策过程，包括状态空间、动作空间、状态转移方程、回报函数，使用神经网络拟合环境和智能体行为间的映射关系，并对其进行训练，使得运载火箭能够使用训练好的神经网络自主可控回收。本项目不仅能为航天飞行器轨道智能规划技术提供技术支撑，同时也能为基于深度强化学习的航天飞行器间攻防对抗提供仿真验证平台。
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公开(公告)号：CN106477071B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201611060667.6
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。
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公开(公告)号：CN109343341A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811393548.1
申请日：2018-11-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于深度强化学习的运载火箭垂直回收智能控制方法，研究实现运载火箭自主智能控制的方法。主要研究解决利用智能控制实现运载火箭垂直回收姿态控制和轨迹规划问题。对航天事业而言，无论在人工成本的节约上，还是在人工失误的减少上，航天器自主智能化无疑都是具有重大意义的。建立运载火箭垂直回收仿真模型，并建立相应的马尔科夫决策过程，包括状态空间、动作空间、状态转移方程、回报函数，使用神经网络拟合环境和智能体行为间的映射关系，并对其进行训练，使得运载火箭能够使用训练好的神经网络自主可控回收。本项目不仅能为航天飞行器轨道智能规划技术提供技术支撑，同时也能为基于深度强化学习的航天飞行器间攻防对抗提供仿真验证平台。
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公开(公告)号：CN106788336A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611049727.4
申请日：2016-11-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。
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公开(公告)号：CN106705996A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611061742.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106643710B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201611055564.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法。该方法具体包括：根据导航计算获得导航参数，包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ；根据所述导航参数计算获得气动力系数Cx、Cy、Cz和气动力矩系数Cmx、Cmy、Cmz；根据所述导航参数和所述气动力系数计算预示飞行器的视加速度a；根据所述导航参数和所述气动力矩系数计算预示飞行器的角加速度根据所述导航参数计算各个测压孔压力系数Cpi；根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力Pi。该方法基于飞行器动力学模型，实现了对视加速度、角加速度及飞行器各个测压孔的压力的预示，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。
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公开(公告)号：CN108600621A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810332499.4
申请日：2018-04-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种解决屏幕弹窗过快而无法捕捉的方法，涉及计算机视觉及工业自动化技术领域；包括如下步骤：步骤(一)、摄像头实时对显示屏幕拍照，并将照片储存于控制主机；步骤(二)、控制主机对最后储存的两张图片进行判断，判断图片中是否有弹窗；步骤(三)、驱动执行机构执行按钮操作，完成任务操作需求；步骤(四)、在弹窗按钮操作结束瞬间，控制主机控制摄像头对显示屏幕拍照；步骤(五)、执行机构继续进行按钮操作，直至完成任务操作需求；本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种解决屏幕弹窗过快而无法捕捉的方法，选择系统子块驱动的来实现这一背景操作，效果良好，能达到视觉系统始终捕捉到屏幕中的弹窗信息。
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公开(公告)号：CN106568464B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610999418.7
申请日：2016-11-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
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公开(公告)号：CN106477071A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201611060667.6
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。
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公开(公告)号：CN106788336B
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201611049727.4
申请日：2016-11-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。
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