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公开(公告)号：CN114706416B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202210083757.6
申请日：2022-01-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本说明书实施例公开了一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法。本申请中采用泰勒展开将QTR飞机非仿射动力学系统变成当前状态点附近的增量式仿射系统，然后采用增量动态逆方法设计过渡阶段控制律，实现悬停模式和平飞模式之间的稳定过渡。这种控制方法不仅能对消系统非线性特性，更重要的是能解决QTR飞机过渡阶段非仿射特性带来的控制律设计难题，其鲁棒性比传统带积分环节的等效控制输入方法还要好，飞行模式切换时也不会引入控制指令跳变。
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公开(公告)号：CN113919194B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202111040968.3
申请日：2021-09-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于滤波误差法的非线性飞行动力学系统辨识方法，包括如下步骤：步骤S100，将飞行动力学方程转换为含有加性过程噪声和测量噪声的非线性动力学系统，待辨识的模型参数θ由系统参数、初始状态和滤波增益参数构成；步骤S200，对于给定的测量噪声协方差矩阵R，采用Gauss‑Newton法最小化负对数似然函数，获得参数θ的最大似然估计，其中状态估计采用线性化Kalman滤波器；步骤S300，估计测量噪声协方差矩阵R；步骤S400，重复执行步骤S200～S300，直至收敛，得到非线性飞行动力学系统辨识结果；步骤S500，计算非线性飞行动力学系统辨识结果的不确定度。本发明适用范围更广、实用性更强。
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公开(公告)号：CN119026527A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411517736.6
申请日：2024-10-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06F17/13 , G06N3/0499 , G06N3/048 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于内嵌物理知识神经网络的非定常气动力建模方法，涉及建模技术领域；其将大迎角非定常气动力物理知识嵌入深度神经网络进行大迎角非定常气动力建模，克服了计算复杂和参数辨识困难，并能够用稀疏的非定常气动力数据训练得到具备可解释性、预测精度较高的大迎角非定常气动力模型。本发明不需要对物理机理进行深入的研究，而是可以直接选择相应背景下的具有代表性的物理方程进行结构和物理意义的研究，降低了对技术人员专业知识的要求，大大缩短了建模时间。
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公开(公告)号：CN115204063A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202211125433.0
申请日：2022-09-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/27 , G06K9/62 , G06N3/12 , G01M9/08 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种火箭气动力系数天地差异修正方法。该方法首先获取火箭历史数据的气动力系数样本；其次，计算历史数据气动力系数天地差异量，并构建样本集；然后，采用交叉校验方法和非线性优化算法计算惩罚因子和核函数半径两个参数的值；接下来，计算模型待定系数；最后，计算火箭待预测气动力系数的修正值。该方法为基于数据驱动的火箭气动力系数天地差异修正方法，通过构建历史数据样本集对修正模型关键参数进行训练优化，充分挖掘运用了前期飞行试验数据中蕴含的规律，具有较高精度，特别适用于轴对称构型的制导火箭使用，可为火箭气动外形设计和控制系统设计等提供技术支撑，具有较高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114625159A
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202210069645.5
申请日：2022-01-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本说明书实施例公开了一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113919194A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111040968.3
申请日：2021-09-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于滤波误差法的非线性飞行动力学系统辨识方法，包括如下步骤：步骤S100，将飞行动力学方程转换为含有加性过程噪声和测量噪声的非线性动力学系统，待辨识的模型参数θ由系统参数、初始状态和滤波增益参数构成；步骤S200，对于给定的测量噪声协方差矩阵R，采用Gauss‑Newton法最小化负对数似然函数，获得参数θ的最大似然估计，其中状态估计采用线性化Kalman滤波器；步骤S300，估计测量噪声协方差矩阵R；步骤S400，重复执行步骤S200～S300，直至收敛，得到非线性飞行动力学系统辨识结果；步骤S500，计算非线性飞行动力学系统辨识结果的不确定度。本发明适用范围更广、实用性更强。
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公开(公告)号：CN112985753A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110487645.2
申请日：2021-05-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞试验的冰形参数化方法。该冰形参数化方法首先确定冰形特征点；其次获取冰形量化参数；再次进行特征点的局部坐标系坐标转换；最后基于局部坐标系进行冰形参数化。该冰形参数化方法是一种分段式的冰形参数化方法，通过确定冰形特征点，利用相关量化参数建立局部坐标系，采用分段拟合得到参数化冰形曲线，可以对飞机结冰风洞试验结果进行简化处理，为翼型气动特性影响的研究等提供技术支撑，具有较高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN119026527B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411517736.6
申请日：2024-10-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06F17/13 , G06N3/0499 , G06N3/048 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于内嵌物理知识神经网络的非定常气动力建模方法，涉及建模技术领域；其将大迎角非定常气动力物理知识嵌入深度神经网络进行大迎角非定常气动力建模，克服了计算复杂和参数辨识困难，并能够用稀疏的非定常气动力数据训练得到具备可解释性、预测精度较高的大迎角非定常气动力模型。本发明不需要对物理机理进行深入的研究，而是可以直接选择相应背景下的具有代表性的物理方程进行结构和物理意义的研究，降低了对技术人员专业知识的要求，大大缩短了建模时间。
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公开(公告)号：CN118672136A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410685672.4
申请日：2024-05-30
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种飞行器最大似然参数辨识方法，涉及飞行器参数辨识技术领域，包括：首先将飞行器动力学系统表示为离散形式的增广非线性动力学系统，待辨识参数为系统参数β、初始增广状态均值#imgabs0#和协方差P0、过程噪声协方差Q、测量噪声协方差R；再对于给定的#imgabs1#P0、Q、R初始估计，采用平方根无迹卡尔曼滤波器进行前向状态估计；然后采用无迹Rauch–Tung–Striebel平滑器进行后向状态平滑；再更新#imgabs2#P0、Q、R的估计；最后重复执行上述步骤，直至收敛或达到指定迭代步数，计算参数估计值#imgabs3#本发明，具有很好的鲁棒收敛性。
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公开(公告)号：CN114625159B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202210069645.5
申请日：2022-01-21
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本说明书实施例公开了一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。
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