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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：CN114648547B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202210222710.3
申请日：2022-03-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于反无人机红外探测系统的弱小目标检测方法和装置，属于红外探测技术领域，包括步骤：S1，读取原始红外图像；S2，重建出背景图像；S3，获得包含弱小目标的残差图像；S4，获得候选弱小目标区域；S5，获得最终的红外图像的背景重建图；S6，再次利用原始红外图像减去重建出的最终背景图像，得到包含弱小目标的目标显著图；S7，再次利用阈值分割方法将弱小目标从目标显著图中分割出来，并输出弱小目标信息。本发明解决了现有方法由于噪声、杂波、复杂背景等因素导致的检测率低、虚警率高的问题，并且该方法的算法简洁高效，复杂度低、易于硬件实现，满足高实时性的应用需求。
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公开(公告)号：CN114266103B
公开(公告)日：2023-05-19
申请号：CN202111085526.0
申请日：2021-09-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及飞行器参数在线估计技术领域，公开了一种飞行器参数和噪声特性在线估计方法及存储介质。本方法通过在无迹卡尔曼滤波方法的预测和校正步之间加入基于贝叶斯推理和高斯‑牛顿方法推导的噪声特性参数优化步骤，能够在保证算法具有较高计算效率的同时，获得更准确的参数估计结果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114648547A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210222710.3
申请日：2022-03-09
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于反无人机红外探测系统的弱小目标检测方法和装置，属于红外探测技术领域，包括步骤：S1，读取原始红外图像；S2，重建出背景图像；S3，获得包含弱小目标的残差图像；S4，获得候选弱小目标区域；S5，获得最终的红外图像的背景重建图；S6，再次利用原始红外图像减去重建出的最终背景图像，得到包含弱小目标的目标显著图；S7，再次利用阈值分割方法将弱小目标从目标显著图中分割出来，并输出弱小目标信息。本发明解决了现有方法由于噪声、杂波、复杂背景等因素导致的检测率低、虚警率高的问题，并且该方法的算法简洁高效，复杂度低、易于硬件实现，满足高实时性的应用需求。
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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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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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公开(公告)号：CN114266103A
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN202111085526.0
申请日：2021-09-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及飞行器参数在线估计技术领域，公开了一种飞行器参数和噪声特性在线估计方法及存储介质。本方法通过在无迹卡尔曼滤波方法的预测和校正步之间加入基于贝叶斯推理和高斯‑牛顿方法推导的噪声特性参数优化步骤，能够在保证算法具有较高计算效率的同时，获得更准确的参数估计结果。
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公开(公告)号：CN114706416A
公开(公告)日：2022-07-05
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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