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公开(公告)号：CN115977833A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310024181.0
申请日：2023-01-09
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了基于分数阶扩张状态观测器的固液变推力发动机控制器及控制方法，涉及火箭发动机的技术领域，包括：分数阶抗扰控制器和可变文氏管，其中，分数阶抗扰控制器，用于根据固液变推力发动机的期望推力、固液变推力发动机的实际推力、可变文氏管的实际开度和系统噪声，确定出可变文氏管的实际控制量，其中，系统噪声包括：液路噪声和燃烧噪声；可变文氏管，用于基于实际控制量调节可调阀门的开度，以控制流过可变文氏管的液体氧化剂的流量，其中，可调阀门为可变文氏管的阀门，解决了现有技术由于液体流动的不稳定和液体氧化剂燃烧不稳定的产生的噪声导致固液变推力发动机的控制效果较差的技术问题。
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公开(公告)号：CN114610077A
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202210506480.3
申请日：2022-05-11
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种多高超声速飞行器轨迹规划方法和系统，包括：基于目标飞行器的飞行状态和条件约束，构建包含时间协同因子的人工势场；基于人工势场，确定目标飞行器的在飞行过程中所受到的虚拟力；虚拟力包括虚拟引力和虚拟斥力；基于虚拟力，确定目标飞行器的控制率；基于控制率和目标飞行器的再入走廊，确定目标飞行器的飞行轨迹；其中，虚拟引力的数学形式为：。本发明缓解了现有技术缺少时间协同场景下包含禁飞区约束的轨迹规划的技术问题。
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公开(公告)号：CN114545772A
公开(公告)日：2022-05-27
申请号：CN202210149766.0
申请日：2022-02-18
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种固液变推力发动机智能控制器设计方法和系统，包括：以固液变推力发动机的实际推力、推力误差、电动泵的功率和可变文氏管的阀门开度作为观测输入，以电动泵和可变文氏管的控制指令为控制器输出，构建目标强化学习控制器；推力误差为实际推力与固液变推力发动机的期望推力之间的误差；电动泵为固液变推力发动机的氧化剂回路的增压电动泵；电动泵为低功率电池驱动的电动泵；基于目标强化学习控制器，设计固液变推力发动机的智能控制器。本发明缓解了现有技术中存在的由于电动泵存在的低功率驱动及电池低能量密度约束导致的难控制的技术问题。
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公开(公告)号：CN112580221A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011578523.6
申请日：2020-12-28
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本申请提供了一种攻防对抗仿真系统，所述系统包括进攻计算模块、防守计算模块和想定评估模块；进攻计算模块基于攻击武器参数确定初步进攻态势信息，接收基于初始环境参数和双方态势信息生成的进攻调整反馈信息，并调整下一时刻的进攻态势；防守计算模块基于防守系统参数确定初步防守态势信息，接收基于初始环境参数和双方态势信息生成的防守调整反馈信息，并调整下一时刻的防守态势；想定评估模块生成进攻调整反馈信息和防守调整反馈信息，并根据调整后的初步进攻态势和初步防守态势更新进攻调整反馈信息和防守调整反馈信息。这样，可以在模拟真实战场的环境中检验武器系统性能是否满足设计指标，实现计算在环实时演示和验证，加快了设计进程。
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公开(公告)号：CN114488815B
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202210097073.1
申请日：2022-01-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供了空空弹自抗扰控制参数整定方法、装置及电子设备，涉及导弹控制技术领域，具体为：从飞行器的控制指令中获取当前时刻的预期角度值；计算当前时刻的预期角度值和上一时刻的实际角度值的差，作为当前时刻的角度误差；通过预先训练完成的强化学习网络，对当前时刻的角度误差进行处理，得到当前时刻的自抗扰控制参数；利用当前时刻的自抗扰控制参数，对当前时刻的预期角度值和角度误差进行处理，得到当前时刻的实际角度值。本申请通过预先训练完成的强化学习网络，能够实时调整自抗扰控制参数，提高了自抗扰控制器的鲁棒性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112580221B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202011578523.6
申请日：2020-12-28
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本申请提供了一种攻防对抗仿真系统，所述系统包括进攻计算模块、防守计算模块和想定评估模块；进攻计算模块基于攻击武器参数确定初步进攻态势信息，接收基于初始环境参数和双方态势信息生成的进攻调整反馈信息，并调整下一时刻的进攻态势；防守计算模块基于防守系统参数确定初步防守态势信息，接收基于初始环境参数和双方态势信息生成的防守调整反馈信息，并调整下一时刻的防守态势；想定评估模块生成进攻调整反馈信息和防守调整反馈信息，并根据调整后的初步进攻态势和初步防守态势更新进攻调整反馈信息和防守调整反馈信息。这样，可以在模拟真实战场的环境中检验武器系统性能是否满足设计指标，实现计算在环实时演示和验证，加快了设计进程。
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公开(公告)号：CN114320668A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202210205452.8
申请日：2022-03-04
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种基于双执行机构的固液变推力发动机控制器和控制方法，包括：电动泵控制回路和阀门控制回路；电动泵控制回路，用于基于固液变推力发动机的期望推力和推力误差，确定电动泵的第一控制量，并基于第一控制量控制电动泵控制回路中的液体氧化剂流量为第一流量；阀门控制回路，用于基于推力误差和可变文氏管的可调阀门的开度，确定可调阀门的第二控制量，并基于第二控制量控制阀门控制回路中的液体氧化剂流量为第二流量；其中，第一流量和第二流量之和为固液变推力发动机在期望推力下所需的液体氧化剂流量。本发明缓解了现有技术中存在的由于电动泵与可调阀门无法同时配合控制导致的变推力控制范围受限的技术问题。
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公开(公告)号：CN114114898A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202210097072.7
申请日：2022-01-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05B11/42
Abstract: 本申请提供了空空弹PID参数整定方法、装置、电子设备及存储介质，涉及导弹控制技术领域，具体为：从飞行器的控制指令中获取当前时刻的预期角度值；计算当前时刻的预期角度值和上一时刻的实际角度值的差，作为当前时刻的角度误差；通过预先训练完成的强化学习网络，对当前时刻的角度误差进行处理，得到至少一个当前时刻的PID参数；利用至少一个当前时刻的PID参数，对当前时刻的预期角度值和角度误差进行处理，得到当前时刻的实际角度值。本申请实施例通过预先训练好的强化学习网络实时生成PID参数，由此实现空空弹的自动驾驶仪的PID参数的实时整定。
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公开(公告)号：CN112319860B
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202110005286.2
申请日：2021-01-05
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种飞行器RCS的自适应补偿PWPF调制方法和装置，该飞行器RCS的自适应补偿PWPF调制方法包括：接收控制力矩信号，利用所述控制力矩信号通过自适应阻尼系数算法运算，获得阻尼系数，将所述阻尼系数作为脉宽脉频调制的负反馈回路的阻尼环节的系数；利用所述控制力矩信号进行脉宽脉频调制，获得调制后力矩信号，而脉宽脉频调制中的负反馈信号利用所述阻尼系数与所述调制后力矩信号进行乘法运算获得。本发明的飞行器RCS的自适应补偿PWPF调制方法，可以使PWPF的调制周期变长、脉宽变大、每次调制减小误差的能力变强，减小了总的PWPF调制周期数，从而减小了总的RCS推力器开关机次数，降低RCS推力器燃料消耗和故障率。
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公开(公告)号：CN115268257B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202210947513.8
申请日：2022-08-09
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05B11/42
Abstract: 本申请提供了一种多个航天器分离控制方法及装置，涉及航天器设计技术领域，所述方法包括：利用预设的分离策略，对第n个子航天器的第k个控制时刻的目标角度，以及所有子航天器的第k‑1个控制时刻的实际角度和实际位置进行处理，得到第k个控制时刻的期望角度；其中，目标角度包括目标俯仰角和目标偏航角，实际角度包括实际俯仰角和实际偏航角，期望角度包括期望俯仰角和期望偏航角；利用预先设计的线性自抗扰控制系统，对第n个子航天器的第k个控制时刻的期望角度与第k‑1个控制时刻的实际角度进行处理，得到第n个子航天器的第k个控制时刻的控制力矩。本申请采用自抗扰控制解决了控制精度下降的问题，提高了航天器多体分离的安全性。
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