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公开(公告)号：CN118915446A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410959229.1
申请日：2024-07-17
Applicant: 西北工业大学深圳研究院 , 西北工业大学 , 北京机电工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种飞行器参数离线策略库建立方法，涉及飞行器参数辨识技术领域，包括以下步骤：建立飞行器动力学模型，根据该模型得到力和力矩的曲线近似拟合表达式以及量测方程；根据力和力矩的曲线近似拟合表达式得到待辨识参数；将量测方程、力和力矩的曲线近似拟合表达式以及待辨识参数进行结合，得到辨识模型；基于辨识模型，通过小波神经网络对飞行器历史飞行数据进行参数辨识，得到修正参数值；通过修正参数值对原始参数插值表进行修正，对修正后的插值表数据进行学习拟合，建立离线参数策略库。本方法相比于传统参数插值表可以提供更加准确的高速飞行器模型参数信息，可以解决飞行器模型参数强不确定性的问题。
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公开(公告)号：CN118295439B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410729631.0
申请日：2024-06-06
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法，涉及飞行器控制技术领域，包括：根据运动状态参数构建目标高速飞行器的动力学方程；构建目标高速飞行器的姿态控制系统模型；针对不确定性干扰以及通道间的耦合，基于鲁棒一致收敛观测器理论分别设计姿态控制系统模型的外环子系统与内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器，对不确定性干扰进行跟踪并滤除；基于预定性能控制算法，将受约束的目标高速飞行器姿态跟踪误差转化为无约束误差；设计目标高速飞行器的姿态外环控制器；设计了目标高速飞行器的姿态内环控制器，以完成针对目标高速飞行器的姿态控制。本发明能够在实现对高速飞行器的稳定快速精确控制的基础上，解决进气约束问题。
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公开(公告)号：CN118113054B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410519397.9
申请日：2024-04-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，涉及航天技术领域，方法包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算需用过载并得到法向需用过载和侧向需用过载；对法向需用过载、侧向需用过载和滚转角指令进行调整，得到最终需用过载和最终滚转角指令；根据飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定飞行器的俯仰舵偏指令；根据最终滚转角指令和飞行器的滚转角确定飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据俯仰舵偏指令和滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明解决了飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。
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公开(公告)号：CN118295439A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410729631.0
申请日：2024-06-06
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法，涉及飞行器控制技术领域，包括：根据运动状态参数构建目标高速飞行器的动力学方程；构建目标高速飞行器的姿态控制系统模型；针对不确定性干扰以及通道间的耦合，基于鲁棒一致收敛观测器理论分别设计姿态控制系统模型的外环子系统与内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器，对不确定性干扰进行跟踪并滤除；基于预定性能控制算法，将受约束的目标高速飞行器姿态跟踪误差转化为无约束误差；设计目标高速飞行器的姿态外环控制器；设计了目标高速飞行器的姿态内环控制器，以完成针对目标高速飞行器的姿态控制。本发明能够在实现对高速飞行器的稳定快速精确控制的基础上，解决进气约束问题。
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公开(公告)号：CN118113054A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410519397.9
申请日：2024-04-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，涉及航天技术领域，方法包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算需用过载并得到法向需用过载和侧向需用过载；对法向需用过载、侧向需用过载和滚转角指令进行调整，得到最终需用过载和最终滚转角指令；根据飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定飞行器的俯仰舵偏指令；根据最终滚转角指令和飞行器的滚转角确定飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据俯仰舵偏指令和滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明解决了飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117852306A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410238547.9
申请日：2024-03-04
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种基于相对动量矩定理的变体高速飞行器动力学建模方法，涉及飞行器动力学与控制技术领域，所述方法包括：对飞行器进行物理抽象和假定简化，得到多刚体系统；飞行器为变体高速飞行器；多刚体系统包括：机身、左机翼和右机翼；基于多刚体系统，选取广义坐标向量，进行运动学分析，并基于质点系质心平动定理和相对动量矩定理进行动力学建模，得到矢量形式动力学模型；通过坐标投影，将矢量形式动力学模型转换为初始标量形式动力学模型；对初始标量形式动力学模型进行简化，得到简化后的标量形式动力学模型。本发明精确描述了飞行器变体运动与飞行运动之间的耦合。
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公开(公告)号：CN117852306B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410238547.9
申请日：2024-03-04
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种基于相对动量矩定理的变体高速飞行器动力学建模方法，涉及飞行器动力学与控制技术领域，所述方法包括：对飞行器进行物理抽象和假定简化，得到多刚体系统；飞行器为变体高速飞行器；多刚体系统包括：机身、左机翼和右机翼；基于多刚体系统，选取广义坐标向量，进行运动学分析，并基于质点系质心平动定理和相对动量矩定理进行动力学建模，得到矢量形式动力学模型；通过坐标投影，将矢量形式动力学模型转换为初始标量形式动力学模型；对初始标量形式动力学模型进行简化，得到简化后的标量形式动力学模型。本发明精确描述了飞行器变体运动与飞行运动之间的耦合。
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公开(公告)号：CN118349793A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410267835.7
申请日：2024-03-08
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F18/20 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种基于深度确定性策略梯度的超高速飞行器机动博弈方法，涉及超高速飞行器机动博弈作战技术领域，包括：根据超高速飞行器和拦截器的运动参数分别构建超高速飞行器的运动学与动力学方程、拦截器质心的运动学与动力学方程和超高速飞行器与拦截器的相对运动学方程；基于相对运动学方程构建拦截器机动策略；基于超高速飞行器的运动学与动力学方程和拦截器质心的运动学与动力学方程确定基于深度确定性策略梯度的超高速飞行器智能机动博弈算法；智能机动博弈算法用于构建机动博弈马尔可夫决策模型；基于智能机动博弈算法对超高速飞行器实施针对性机动。本发明能够解决现有超高速飞行器机动博弈算法智能性弱、自主性差、鲁棒性不足的问题。
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公开(公告)号：CN119002292A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411483459.1
申请日：2024-10-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种高速飞行器多目标优化控制方法，涉及智能优化控制技术领域，包括：获取高速飞行器的动力学模型和姿态跟踪控制器的控制指令；根据预设的飞行任务或控制仿真需求，设计多组优化场景，并确定场景参数；针对每组优化场景，基于NSGA‑III多目标优化算法依次进行优化仿真，得到每组优化场景下的性能指标和性能参数，并根据性能指标和性能参数组成性能指标参数集基于变异系数法，根据性能指标参数集计算综合性能评价指标，得到每组优化场景下的最优性能指标和最优性能参数；利用最优性能指标和最优性能参数对高速飞行器进行控制。本发明可以实现对高速飞行器的智能优化控制。
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公开(公告)号：CN118211511A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410401618.2
申请日：2024-04-03
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种基于气动参数经验的高速飞行器参数快速估计方法，涉及航天技术领域，所述方法包括：确定影响待估计气动参数数值的飞行器状态变量和气动外形参数；根据气动外形参数和总体参数，通过计算流体力学方法进行气动计算，得到气动数据；基于气动数据，采用控制变量法逐步建立气动参数与气动外形和飞行器状态变量之间的多元函数关系，得到气动参数估算模型；根据气动参数估算模型，得到预设飞行器状态变量所对应的气动参数。本发明解决了现有技术中对于气动参数的计算，利用传统的气动特性的理论计算方法时，数值计算方法计算复杂，工程估算方法参数计算准确性低下的问题。
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