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公开(公告)号：CN119783259A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411899342.1
申请日：2024-12-23
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 , G06F30/28 , G06F8/34 , G06F8/36 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种通用可视化飞行仿真系统，涉及飞行仿真领域；本发明，将Python和UE相结合的技术路线来实现飞行仿真和可视化渲染。其中，Python语言实现飞行器制导、控制与仿真解算，体现Python语言的自主可控和灵活高效；UE实现飞行过程的可视化展示，体现其在高逼真度3D渲染方面的优势，同时实现代码可编辑和免费使用；该飞行仿真系统，通过模块化思想构建，能够灵活替换仿真模型，实现不同类型、不同数量飞行器的飞行仿真。
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公开(公告)号：CN117104546A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311331550.7
申请日：2023-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种多涵道式无人机及控制方法，该无人机包括姿态控制模块、动力模块和载荷模块，姿态控制模块包括多个上层涵道，上层涵道内设置有第一推进装置。动力模块包括一个下层涵道，下层涵道内设置有第二推进装置，第二推进装置的动力大于第一推进装置，且两者的螺旋桨旋转方向相反。载荷模块包括设置于上层涵道与下层涵道之间的核心控制单元，核心控制单元被配置为感知本机姿态位置信息，并控制第一推进装置和第二推进装置产生的转速差与扭矩差实现姿态控制。本发明采用无舵面、导流翼板设计，结构更加牢固可靠，故障率降低；采用多个涵道螺旋桨式推进装置搭配的方式，可实现扭矩相互抵消的组合。
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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：CN106707759A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201710085008.6
申请日：2017-02-17
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: 本发明提供了一种飞机Herbst机动控制方法，所述方法基于动态逆思想，设计的控制器包括外环航迹控制器与内环姿态控制器，外环航迹控制器计算实现设定机动航迹的迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令以及控制飞机速度的发动机推力指令，内环姿态控制器通过操纵飞机气动舵面以及推力矢量控制飞机的迎角、侧滑角与绕速度矢滚转角。采用本方法得到了外环航迹控制器的解析表达式，其中迎角指令控制器具有PID控制器中的I控制器形式，避免了复杂的数值计算，同时可以调节控制指令求解精度，更加适用于工程领域的飞机Herbst机动控制器设计。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN119002517B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411479287.0
申请日：2024-10-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种编队距离控制方法，进行编队距离控制时，计算地速指令，再通过空速与地速的比例关系，将地速指令转换为空速指令。本发明解决了现有技术存在的飞行安全风险高等问题。
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公开(公告)号：CN119002517A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411479287.0
申请日：2024-10-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种编队距离控制方法，进行编队距离控制时，计算地速指令，再通过空速与地速的比例关系，将地速指令转换为空速指令。本发明解决了现有技术存在的飞行安全风险高等问题。
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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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公开(公告)号：CN106707759B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710085008.6
申请日：2017-02-17
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: 本发明提供了一种飞机Herbst机动控制方法，所述方法基于动态逆思想，设计的控制器包括外环航迹控制器与内环姿态控制器，外环航迹控制器计算实现设定机动航迹的迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令以及控制飞机速度的发动机推力指令，内环姿态控制器通过操纵飞机气动舵面以及推力矢量控制飞机的迎角、侧滑角与绕速度矢滚转角。采用本方法得到了外环航迹控制器的解析表达式，其中迎角指令控制器具有PID控制器中的I控制器形式，避免了复杂的数值计算，同时可以调节控制指令求解精度，更加适用于工程领域的飞机Herbst机动控制器设计。
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