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公开(公告)号：CN103323823A
公开(公告)日：2013-09-25
申请号：CN201310210169.5
申请日：2013-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01S7/40
Abstract: 一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，首先测量获取交会雷达原始测量值，并将原始测量值转换到交会雷达测量直角坐标系下；通过各坐标转换最终得到基于交会雷达在目标航天器RVD坐标系下的交会雷达导航值；通过分析在坐标转换过程中交会雷达及其合作目标的安装误差、测量误差、运输飞船的姿态确定误差、定轨误差等因素，经坐标系转换和误差的传播方程，得到交会雷达测量值导航误差值；本发明误差分析方法可用于交会对接中交会雷达导航方案设计，尤其是当导航精度不能满足任务要求时，可以为提高导航精度的技术攻关指明道路。
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公开(公告)号：CN102033491A
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN201010297961.5
申请日：2010-09-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于特征模型的挠性卫星控制方法，按照挠性卫星的动力学方程，确定其时间尺度、采样时间，以及参数M和m；根据得到的各个变量确定特征模型的系数范围；利用梯度法辨识特征模型的参数；根据辨识得到的特征模型的系数设计控制律，通过控制律反馈到挠性卫星的动力学方程，控制挠性卫星姿态角。本发明引入了挠性卫星的时间尺度和采样周期，刻画了挠性卫星的变化率，解决了挠性卫星特征建模的瓶颈问题；本发明给出了挠性卫星特征模型参数范围的表达式，定性研究了特征模型的参数性质，从所给出的参数范围可以看出，特征模型参数的界与采样周期、建模误差、系统阶数、系统变化率有关，为挠性卫星基于特征模型的自适应控制奠定了理论基础；本发明适用于飞行器姿态动力学的特征建模，从而为飞行器基于特征模型的姿态控制奠定了基础。
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公开(公告)号：CN1358993A
公开(公告)日：2002-07-17
申请号：CN01144945.4
申请日：2001-12-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种变参数动力学与控制实验系统,包括:气源及由气浮台和气浮轴承组成的气浮装置;刚性主体;主体喷气力矩执行装置;性附件装置;主体角运动测量装置;信号调理及数显装置;通讯测控装置;挠性附件装置与所述刚性主体固连在一起,所述刚性主体、主体喷气力矩执行装置、挠性附件装置、主体角运动测量装置及信号调理数显装置安装在由气浮轴承浮起的与地面隔离的气浮台上。这种系统可以达到对象模型的纯粹性、测控功能的独立性和模型参数的可调性与时变性的目标。同时本发明提供的利用上述变参数动力学与控制实验系统进行实验的方法简单,控制精度较高,延时时间较短。
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公开(公告)号：CN110244751B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN201910440199.2
申请日：2019-05-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种高超声速飞行器姿态自适应递推控制方法及系统，步骤如下：(1)结合控制目标、飞行器再入姿态动力学分析以及未建模动态和干扰分析，建立带扩张状态的姿态误差特征模型，其中扩张状态用于描述系统的未建模动态和干扰；(2)构建模糊神经网络估计器估计特征模型中的扩张状态，并结合特征模型结构联合设计特征模型的参数和神经网络参数的自适应律；(3)基于误差面，设计递推形式的自适应控制律，进一步提高控制系统的鲁棒性。本发明方法对不确定性有更好的适应能力，具有鲁棒性较强、控制精度较高等优点，适用于高超声速飞行器存在复杂未建模动态和强干扰环境下姿态的精确跟踪。
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公开(公告)号：CN112525221A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011364615.4
申请日：2020-11-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法，(1)建立考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程；(2)将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值；(3)将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换，得到以航程和高度导数作为状态的模型；(4)针对航程模型设计自抗扰制导律；(5)针对高度导数模型设计自抗扰制导律；(6)设计制导律。本发明所提出的方法可以用于高超声速飞行器，(载人)飞船、深空探测进入航天器、气动捕获，具有较好的通用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110687786A
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201910951321.2
申请日：2019-10-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于特征模型的自适应控制方法，首先获取被控对象的特征模型，然后设计特征模型的系数与状态相关的界和参数辨识的投影方法，使用投影辨识算法辨识特征模型中的未知系数变量，得到辨识值，最后根据辨识值得到控制量，进而得到下一周期被控对象的输入，完成当前周期的基于特征模型的闭环控制。本发明方法通过设计与状态相关的系数的界，并进一步设计参数辨识的投影方法，解决了特征模型的参数难以确定常数的界的问题，实现了欧拉-拉格朗日系统基于特征模型的自适应控制。同时，方法可涵盖多类被控对象，包括航天器被控对象、先进静止无功发生器被控对象等欧拉-拉格朗日系统，具有较好的通用性与应用前景。
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公开(公告)号：CN110162071A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910441100.0
申请日：2019-05-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统，包括：(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，结合控制目标及飞行器姿态动力学分析，建立三通道姿态误差特征模型；(2)通过特征模型参数的时变结构特性分析，将动压引入参数自适应更新律中，建立基于动压的参数估计模型；(3)设计自适应输出反馈控制结构，并结合期望的系统动态，确定控制器反馈系数。本发明具有对大范围快时变环境的适应性强、控制精度较高且控制器结构简单等优点，适用于高超声速飞行器高速高机动再入时姿态高精度稳定控制。
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公开(公告)号：CN104571125B
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201410790945.8
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，首先计算再入坐标系下新的要求纵向航程和横向航程；并计算纵向航程调整量和横向航程调整量；然后计算弹道变化参数A和B；利用弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换，并对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换；最后利用线性变换后的标准弹道制导律自变量以及平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程进行标准弹道法制导计算；本发明不需要更换标准弹道即可以满足各种再入初终端条件变化(尤其是纵向航程变化)的再入需求，同时不损失终端状态控制精度，最大程度地满足了任务灵活性以及终端控制指标要求。
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公开(公告)号：CN104570734B
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201410789593.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，根据公式计算当前周期的初步参数估计向量θ1(k)；根据当前周期的初步参数估计向量θ1(k)和上一周期的被估参数向量θ(k-1)计算当前周期的被估参数向量θ(k)；根据当前周期的被估参数和进行线性反馈控制得到当前周期的控制量u(k)。本发明的基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，参数少，算法简单，参数范围大且容易确定，由参数估计值计算的动态增益跟踪速度快、适应能力强。
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公开(公告)号：CN104570734A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410789593.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，根据公式计算当前周期的初步参数估计向量θ1(k)；根据当前周期的初步参数估计向量θ1(k)和上一周期的被估参数向量θ(k-1)计算当前周期的被估参数向量θ(k)；根据当前周期的被估参数和进行线性反馈控制得到当前周期的控制量u(k)。本发明的基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，参数少，算法简单，参数范围大且容易确定，由参数估计值计算的动态增益跟踪速度快、适应能力强。
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