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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：CN104850129A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410802735.6
申请日：2014-12-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领域。与神舟飞船采取的侧向翻转边界相比，本发明使用的速度方向偏差漏斗更加简单，同时更能满足跳跃式再入制导的初次再入段对速度方向进行控制的任务需求。本发明利用射向偏置量计算方法可以容易的实现对自由飞行段飞行方向的预补偿，从而提高了横向制导方法的精度水平。本发明利用时间补偿量，可以实现对射向的调整与控制，满足任务适应性的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104648695A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201410791050.6
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，首先确定初始再入角取值范围和确定倾侧角区域，并选择倾侧角剖面；然后选择飞行器的纵向航程、横向航程区间，划分初始再入角输入区间；计算飞行器到达每一个终端时的纵向航程偏差和横向航程偏差，完成所有初始再入角输入区间和所有终端区间的考核，确定初始再入走廊；最后增加组合的摄动偏差，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；将评估结果最小的再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。根据本方法设计再入走廊解决了跳跃式再入飞行器使用传统方法可能导致的终端状态不可达和瞄准点非最优的问题，有助于减轻再入制导律的设计压力，可以给出快速评估结果以确保任务设计可靠准确。
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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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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。
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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。
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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。
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