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公开(公告)号：CN116625381A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310612869.0
申请日：2023-05-26
Applicant: 北京理工大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开的一种评估星群变轨机动的多重可达覆盖性方法，适用于卫星星座多星可达区域的快速评估，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地心固连球坐标系下将目标区域在距离和天顶角两个维度进行等体积离散，并以离散单元中心线的可达方位角区间作为评价指标；通过计算中心线与可达域包络的交点并进行详细判断，得到单星可达方位角区间；采用一种节点排序和一次性顺序读取方法，得到对应目标中心线的多星可达方位角区间，同时结合目标方位角区域对于多星可达方位角区间进行截取；整合所有目标中心线的多星可达区间得到星座对于目标区域的多星可达区域，即实现星群变轨机动的多重可达覆盖性评估。本发明时间复杂度压缩为O(n2+n)。
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公开(公告)号：CN107562064B
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN201610512916.4
申请日：2016-06-30
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种基于多执行机构的飞行器的姿态控制分配方法，包括：S1、建立飞行器的姿态运动学方程；S2、通过姿态转换矩阵确定飞行器的姿态角；S3、建立飞行器的姿态动力学方程；S4、根据控制律计算飞行器的期望控制力矩；S5、利用控制分配算法获得当前时刻飞行器的各执行机构的状态组合。本发明适合飞行器大角度姿态快速机动与高精度稳定的机动任务需求。
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公开(公告)号：CN106516079B
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201610962395.2
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京电子工程总体研究所(航天科工防御技术研究开发中心)
Abstract: 本发明公开了一种基于微机电系统的组合体式飞行器，所述飞行器包括：能变形机身(1)；两个能变形机翼(2)，分别固定于所述能变形机身(1)两侧；能变形蒙皮(3)，覆盖于由所述能变形机身(1)和所述能变形机翼(2)组成的整体的表面；多个微推进机构(4)，设置于所述能变形机身(1)上，用于调整所述飞行器飞行姿态；多个微机电传感器(6)，分布于所述能变形机身(1)与所述能变形蒙皮(3)之间；和机载控制器(5)，位于所述能变形机身(1)内部，用于控制所述飞行器完成飞行器变形和飞行姿态调整，本发明基于微机电系统和能变形材料，能够实现飞行器实时变形，实现飞行器飞行姿态的快速、准确调整，提升飞行器的机动性能。
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公开(公告)号：CN106516079A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610962395.2
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京电子工程总体研究所(航天科工防御技术研究开发中心)
Abstract: 本发明公开了一种基于微机电系统的组合体式飞行器，所述飞行器包括：能变形机身(1)；两个能变形机翼(2)，分别固定于所述能变形机身(1)两侧；能变形蒙皮(3)，覆盖于由所述能变形机身(1)和所述能变形机翼(2)组成的整体的表面；多个微推进机构(4)，设置于所述能变形机身(1)上，用于调整所述飞行器飞行姿态；多个微机电传感器(6)，分布于所述能变形机身(1)与所述能变形蒙皮(3)之间；和机载控制器(5)，位于所述能变形机身(1)内部，用于控制所述飞行器完成飞行器变形和飞行姿态调整，本发明基于微机电系统和能变形材料，能够实现飞行器实时变形，实现飞行器飞行姿态的快速、准确调整，提升飞行器的机动性能。
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公开(公告)号：CN115169002A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210798609.2
申请日：2022-07-06
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 直气复合飞行控制系统时变参数辨识方法，它属于飞行器飞行参数辨识领域。本发明解决了采用小扰动线性化方法得到的常值气动参数无法满足飞行器设计要求的问题。本发明方法采取的主要技术方案为：建立飞行器体坐标系和飞行器速度坐标系，基于坐标系建立俯仰通道姿态动力学方程，基于俯仰通道姿态动力学方程设计时变参数滤波器；再基于设计的滤波器系统对气动参数进行在线辨识。本发明依据魏尔斯特拉斯逼近定理，通过多项式拟合，将时变参数估计转化为非时变参数估计。本发明方法可以应用于飞行器飞行参数辨识。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114815625A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210606552.1
申请日：2022-06-03
Applicant: 熊佳富 , 北京航空航天大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供一种复合控制飞行器自动驾驶仪元学习智能控制方法，所述方法包括步骤一：建立未知干扰环境下的复合控制飞行器纵向平面动力学模型；步骤二：基于元学习框架对真实系统下采集的数据进行元训练以深度神经网络获得未知干扰的泛化参数；步骤三：在建立步骤一所述模型的基础上为避免采用反步造成微分爆炸现象首先对模型进行变量代换，并构造有界函数和终端滑模面，结合步骤二中获得的深度神经网络对系统受到的未知干扰进行准确估计，通过设计终端滑模控制律使得气流角在有效时间内收敛至期望值。本发明考虑了干扰对飞行过程中控制系统的影响，设计控制律使得飞行器自动驾驶仪能够快速准确跟踪参考信号。
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公开(公告)号：CN114995140B
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202210637964.1
申请日：2022-06-07
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，它属于飞行器控制技术领域。本发明解决了现有飞行器控制方案存在着执行效率低，且需要将气动参数视为定值进行分析的问题。本发明方法采取的技术方案为：步骤一：建立纵向通道的状态空间方程；步骤二：设计时变系统气动舵在纵向通道的状态反馈控制律；步骤三：设计纵向通道的带有直接侧向力系统的控制器，再基于带有直接侧向力系统的控制器设计纵向通道的具有边界层的滑模控制器；步骤四：设计偏航通道的状态反馈控制律以及具有边界层的滑模控制器，并设计滚转通道的控制器，以实现对高超声速飞行器时变系统的控制。本发明方法可以应用于飞行器控制技术领域。
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公开(公告)号：CN115342815A
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202211037198.1
申请日：2022-08-26
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 反大气层内或临近空间机动目标视线角速率估计方法，它属于导弹制导控制技术领域。本发明解决了由于目标加速度的估计结果不精确以及拦截导弹弹体的冲击振动，导致对目标与导弹视线角速率估计的精度低的问题。本发明基于机动目标跟踪滤波器跟踪得到目标加速度信息，再结合目标加速度信息和冲击振动带来的扰动信息，采用无迹卡尔曼粒子滤波算法对视线角速率进行滤波估计，克服了由于现有的目标与导弹角速度估计方法中目标加速度的不精确以及弹体的冲击振动所带来的视线角速率估计精度低的问题，进而根据本发明的视线角速率的估计结果提高制导精度。本发明方法可以应用于导弹制导控制技术领域。
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公开(公告)号：CN107562064A
公开(公告)日：2018-01-09
申请号：CN201610512916.4
申请日：2016-06-30
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种基于多执行机构的飞行器的姿态控制分配方法，包括：S1、建立飞行器的姿态运动学方程；S2、通过姿态转换矩阵确定飞行器的姿态角；S3、建立飞行器的姿态动力学方程；S4、根据控制律计算飞行器的期望控制力矩；S5、利用控制分配算法获得当前时刻飞行器的各执行机构的状态组合。本发明适合飞行器大角度姿态快速机动与高精度稳定的机动任务需求。
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公开(公告)号：CN115342815B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202211037198.1
申请日：2022-08-26
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 反大气层内或临近空间机动目标视线角速率估计方法，它属于导弹制导控制技术领域。本发明解决了由于目标加速度的估计结果不精确以及拦截导弹弹体的冲击振动，导致对目标与导弹视线角速率估计的精度低的问题。本发明基于机动目标跟踪滤波器跟踪得到目标加速度信息，再结合目标加速度信息和冲击振动带来的扰动信息，采用无迹卡尔曼粒子滤波算法对视线角速率进行滤波估计，克服了由于现有的目标与导弹角速度估计方法中目标加速度的不精确以及弹体的冲击振动所带来的视线角速率估计精度低的问题，进而根据本发明的视线角速率的估计结果提高制导精度。本发明方法可以应用于导弹制导控制技术领域。
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