-
公开(公告)号：CN101364085B
公开(公告)日：2010-06-23
申请号：CN200810222227.5
申请日：2008-09-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 非线性微分黄金分割自适应控制方法，包括下列步骤：(1)针对单输入单输出线性时变系统建立特征模型；(2)针对所述的特征模型，构造非线性微分黄金分割自适应控制律；(3)对该控制律作用于特征模型组成的闭环系统进行稳定性分析，确定闭环系统的稳定性条件。本发明克服现有技术的不足，提供一种针对线性时变系统进行特征建模，以及采用非线性微分黄金分割的自适应控制方法，这种自适应控制方法能够实现对快变信号和具有突变斜率信号的跟踪。
-
公开(公告)号：CN100576124C
公开(公告)日：2009-12-30
申请号：CN200810225174.2
申请日：2008-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种空天飞机高空爬升纵向控制方法，步骤为：(1)按照被控对象动力学方程和高空气动特点计算速度上升曲线；(2)沿着速度上升曲线计算爬升角的跟踪曲线；(3)按照爬升角的跟踪曲线设计攻角的跟踪曲线；(4)设计俯仰角速率跟踪曲线；(5)设计攻角和俯仰角速率跟踪控制律。本发明的控制方法为跟踪曲线设计奠定了理论依据，不仅实现了协调控制的目标，而且满足俯仰角和过载限制，克服了现有飞机控制中的调参问题，降低了设计的复杂性。
-
公开(公告)号：CN101393458A
公开(公告)日：2009-03-25
申请号：CN200810225174.2
申请日：2008-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种空天飞机高空爬升纵向控制方法，步骤为：(1)按照被控对象动力学方程和高空气动特点计算速度上升曲线；(2)沿着速度上升曲线计算爬升角的跟踪曲线；(3)按照爬升角的跟踪曲线设计攻角的跟踪曲线；(4)设计俯仰角速率跟踪曲线；(5)设计攻角和俯仰角速率跟踪控制律。本发明的控制方法为跟踪曲线设计奠定了理论依据，不仅实现了协调控制的目标，而且满足俯仰角和过载限制，克服了现有飞机控制中的调参问题，降低了设计的复杂性。
-
公开(公告)号：CN107390526B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201710637329.2
申请日：2017-07-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种基于特征模型的航天器无拖曳控制方法，该方法在每个控制周期，接收加速度计反馈的残余加速度测量值；考虑被控航天器、推力器与加速度计的动力学特征，基于从推力器指令输入至加速度计测量输出的特征模型，根据黄金分割自适应控制律、逻辑积分控制律和逻辑双重积分控制律，分别计算当前控制周期的黄金分割自适应控制分量、逻辑积分控制分量、逻辑双重积分控制分量；将当前控制周期的黄金分割自适应控制分量、逻辑积分控制分量和逻辑双重积分控制分量合成，得到推力器控制指令，并将其发送至推力器。本发明方法充分考虑了空间环境特征，使航天器的非引力加速度抑制精度优于传统的积分控制方法和嵌入式模型控制方法。
-
公开(公告)号：CN110244751A
公开(公告)日：2019-09-17
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105259761A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510725419.8
申请日：2015-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于特征模型的连续灭菌反复学习自适应控制器，包括特征模型辨识模块、全系数控制律模块、反复学习前馈模块、总控制量计算模块；特征模型辨识模块获取当前蒸汽喷射器的出口培养基温度、蒸汽阀门开度得到辨识参数，全系数控制律模块接收辨识参数、培养基温度与参考温度的误差得到反馈控制量；反复学习前馈模块构建更新前馈查找表；总控制量计算模块根据反馈控制量、前馈控制量得到当前蒸汽阀门开度。本发明系统通过反复学习不断优化前馈查找表，消除了物料入口温度和物料流量等可测快变量的扰动，降低了连续灭菌过程中物料入口温度、流量等的可测量的影响，同时具有鲁棒性强、实现简单的优点。
-
公开(公告)号：CN104571125A
公开(公告)日：2015-04-29
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。
-
公开(公告)号：CN103224023A
公开(公告)日：2013-07-31
申请号：CN201310108763.3
申请日：2013-03-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64C15/00
Abstract: 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法，(1)设计喷气控制律中的限速值(2)设计喷气控制律中的步进区角速度最大值和小推力区角速度最大值以及喷气控制律中的死区阀值θD和步进阀值θv；(3)设计喷气控制律中的大推力区阀值θB；(4)根据黄金分割系数计算喷气控制律中小推力角加速度参数ac2以及大推力角加速度参数ac1；(5)根据小推力角加速度参数ac2计算喷气控制律中的步进区参数kj；根据大推力角加速度参数ac1以及其他相平面参数计算喷气控制律中的抛物线系数KX；(6)根据上述五个步骤中设计的参数，依据相平面喷气控制逻辑计算控制量，即确定发动机的喷气长度，在本采样控制周期内按照所确定的控制量对发动机进行控制。
-
公开(公告)号：CN112434370B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202011264265.4
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法，步骤如下：1)建立挠性飞行器被控对象动力学方程；2)将挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式；3)求取挠性飞行器的时间尺度，4)选取采样周期T；5)建立刚体模态方程；6)建立三阶特征模型；7)给出特征模型系数的界；从步骤8)开始，在每个控制周期进行循环；8)采用投影梯度方法，或者投影最小二乘方法，辨识特征模型的系数；9)设计三阶自适应控制律；10)返回步骤8)，进入下一个控制周期。
-
公开(公告)号：CN112525221B
公开(公告)日：2023-05-02
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
37
records
(took 0.023 seconds)
