-
公开(公告)号：CN117389326A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311521165.9
申请日：2023-11-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开一种高动态飞行器自动驾驶仪设计方法及装置，涉及高动态飞行器技术领域，能够解决飞行器输出跟踪任务中传统最优控制算法的非线性误差大，过分依赖模型的技术问题，并改善角速度反馈中超调量大和调节时间长的不足之处。其方案为：获取高动态飞行器传感器观测的输出参数，同时获取期望过载，利用输出参数和期望过载评估控制策略并更新控制增益，并执行控制动作，控制动作由所更新的控制增益确定。相对现有技术而言，本发明提供的技术方案使用了角加速度计，并开发了基于观测数据驱动的强化学习算法，进而能够在线更新迭代控制策略，降低了对模型信息的依赖性，同时改善了角速度反馈中超调量大和调节时间长的不足之处。
-
公开(公告)号：CN119043291A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202410798910.2
申请日：2024-06-20
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本申请提供了一种基于仿射旋转调制的高旋滚转角空中估计方法及装置，该方法包括：构建高旋飞行体双旋弹道模型，获取预置弹道数据并划分弹道区间；以所述预置弹道数据和角速率陀螺仪量测信息为输入，根据运动学模型约束，通过仿射旋转调制反演对高旋飞行体的滚转姿态进行解算，得到所述高旋飞行体的滚转角。本申请解决了针对高旋飞行体在高动态运动环境下难以进行滚转角准确获取的技术问题。
-
公开(公告)号：CN117928313A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410215018.7
申请日：2024-02-27
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种高旋飞行体尾部变外形制导控制装置，滚转隔离机构连接飞行体尾部壳体与飞行体前体的同时隔离前体的旋转；变外形减旋片设置于底座背离尾部壳体的一侧，用于降低飞行体尾部壳体的转速，为变外形制导控制组件中导航机构的测量和执行机构的作用提供稳定平台；导航机构用于获取导航信息；执行机构包括脉冲发动机和变外形扰流片，为高旋飞行体提供直接力气动力复合控制；电子舱模块设置于飞行体尾部壳体内的电子舱体内，与导航机构和执行机构相连接；本发明的技术方案的高旋飞行体尾部变外形制导控制组件及装置能够有效地提升高动态环境下运动的飞行体的制导控制精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117373295A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311324646.0
申请日：2023-10-13
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种高旋飞行体飞行参数多场同步测量与融合方法及系统，本发明方法利用气象气球探测当前大气条件下气压、温度、湿度以及风向风速等大气参数，布置无人机阵列组网作为通信链路的中继节点，形成测量装置与地面计算中心的数据传输链路，并对飞行体落点进行定位与监控。在统一时空基准下将靶场分布式测量和原位测量数据进行“实时+事后”信息融合，提升高旋飞行体全弹道飞行参数的估计精度；本方法克服了常规靶场测试装置和测试手段的局限性，具有时间高分辨率、空间高分辨率、信号高信噪比、信息高可用性、系统高集成度的优势。
-
公开(公告)号：CN118656961A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410798139.9
申请日：2024-06-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/16 , G06F30/28 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种内嵌弹道动力学的高旋姿态解算方法及装置，其中，该方法包括：构建高旋飞行体双旋弹道模型，获取预置弹道数据并划分弹道区间；基于所述预置弹道数据，利用无迹卡尔曼滤波算法来对所述高旋飞行体的俯仰偏航姿态进行解算，得到所述高旋飞行体的俯仰角和偏航角。本申请解决了针对高旋飞行体在高动态运动环境下难以精准地进行姿态解算的技术问题。
-
公开(公告)号：CN117387606A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311321582.9
申请日：2023-10-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种高旋飞行体全程多传感器信息融合方法及装置，包括：建立高阶可调弹道模型作为弹道导航虚拟传感器，将其解算的高旋飞行体的飞行参数与惯性导航系统的输出通过误差状态卡尔曼滤波进行信息融合，输出最优估计值修正惯性导航系统的误差；卫星信息可用时，将卫星信息与惯性导航解算的信息融合，将地磁传感器输出与加速度计输出组合进行姿态解算，将其与陀螺仪的输出进行信息融合，卫星信息不可用，只将地磁传感器输出与加速度计输出组合进行姿态解算，将其与陀螺仪的输出进行融合；本发明解决了由于高旋飞行体高动态环境所导致的卫星信息不可用或单一传感器配置难以满足测量精度要求的技术问题。
-
公开(公告)号：CN118533009A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410780734.X
申请日：2024-06-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: F42B10/62
Abstract: 本发明属于制导控制技术领域，具体涉及一种超前视线转率驱动的高旋制导控制一体化方法及装置，适用于尾部安装微型扰流片的高旋飞行体制导控制。该方法的过程为：获取弹丸的运动以及姿态信息，当弹丸飞行到达启控段后，在每一制导周期内，判断当前的弹道偏差是否超出修正阈值，若是，进入弹道修正环节，否则，等待下一制导到达后重新判断；所述弹道修正环节：计算超前视线的转动角速度，基于所述转动角速度计算需用过载；计算满足需用过载要求的扰流片控制方位角；当检测到扰流片转至所述方位角时，控制扰流片展开。
-
公开(公告)号：CN118310513A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410400798.2
申请日：2024-04-03
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种高旋弹多刚体转速测量方法与装置，该高旋弹多刚体为分为前体与后体两部分的弹丸，前体与后体通过轴承连接，前体在飞行过程中保持高速旋转为弹体提供陀螺稳定性，后体的尾部安装有减旋翼，后体在减旋翼的作用下慢速旋转；该转速测量方法包括：建立高旋弹多刚体的转速状态方程，获取转速状态量；利用地磁测量单元精确测量上一个量测周期内后体转速，将测量的后体转速作为转速量测量；根据转速状态量，并以地磁转速量测量作为观测量，构建转速卡尔曼滤波估计方程，对转速进行估计，获取精确的后体转速。上述转速测量方法能够实现高旋转弹多刚体转速的实时高精度测量。
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
8
records
(took 0.028 seconds)
