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[发明专利]一种基于输出-反馈校正的线性系统滤波估计方法-CN201611049727.4有效
发明人：梁禄扬;周峰;刘茜筠;杨业;吴浩;郭涛 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-11-24 - 公布日： 2020-02-28 - 主分类号： H03H21/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。
一种基于输出反馈校正线性系统滤波估计方法

[发明专利]一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法-CN201611061742.0有效
发明人：梁禄扬;郭涛;杨业;周峰;吴浩;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-11-25 - 公布日： 2019-11-12 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ^*和ΔT^*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。
修正特征参数飞行器导航信息修正惯性导航参数惯性导航信息飞行器控制有效性判断大气静压大气运动导航技术导航信息实时在线速度修正特征信息温度计算有效解决侧滑角马赫数气动压攻角门限输出

[发明专利]一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法-CN201611060667.6有效
发明人：梁禄扬;周峰;杨业;刘茜筠;王成;郭涛;桑德彬 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-11-25 - 公布日： 2019-06-18 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。
一种飞行器 fads 系统故障判别滤波处理方法

[发明专利]一种多惯组间安装基准自标定方法-CN201610999418.7有效
发明人：梁禄扬;周峰;杨业;刘茜筠;王成;郭涛;桑德彬 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2019-06-18 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T₁，垂直标定时间为T₂，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T₁时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T₂时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
水平静止状态安装基准静止状态自标定垂直姿态误差角姿态角标定矩阵安装误差角安装误差导航制导基准问题计算周期有效解决姿态误差冗余组信息飞行器标校节约转换

[发明专利]基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法-CN201611055564.0有效
发明人：梁禄扬;杨业;吴浩;郭涛;刘茜筠;周峰 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-11-25 - 公布日： 2019-06-18 - 主分类号： G01C21/16 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法。该方法具体包括：根据导航计算获得导航参数，包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ；根据所述导航参数计算获得气动力系数C_x、C_y、C_z和气动力矩系数C_mx、C_my、C_mz；根据所述导航参数和所述气动力系数计算预示飞行器的视加速度a；根据所述导航参数和所述气动力矩系数计算预示飞行器的角加速度根据所述导航参数计算各个测压孔压力系数C_pi；根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力P_i。该方法基于飞行器动力学模型，实现了对视加速度、角加速度及飞行器各个测压孔的压力的预示，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。
飞行器测压孔导航参数气动力动力学方程惯性参数气动力矩系数计算压力系数飞行器动力学惯性测量装置大气参数导航计算导航制导压力测量侧滑角马赫数攻角解算参考

[发明专利]一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法-CN201410367548.X有效
发明人：郝现伟;杨业;郭涛;王勇;刘茜筠 -专利权人：北京航空航天大学;北京航天自动控制研究所
申请日： 2014-07-29 - 公布日： 2017-06-06 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，在设计拉平着陆轨迹时，首先假设已知拉平起始点高度，然后根据几何关系推导出各轨迹参数的表达式，设计出拉平着陆轨迹。为设计出理想的拉平着陆轨迹，又通过优化算法寻找合适的拉平起始点高度，沿该着陆轨迹进行轨迹推演，使得接地动压为理想接地动压。深下滑着陆轨迹和理想的拉平着陆轨迹构成最优进场着陆轨迹。本发明不仅考虑了飞行器所受的气动力和气动力矩，还考虑了各气动舵面偏转以及起落架放下气动数据对着陆轨迹设计的影响。本发明提供的着陆轨迹设计方法原理简单，采用计算机软件进行优化设计，提高了设计效率。
一种动力飞行器进场着陆轨迹设计方法

[发明专利]一种无人机纵向控制律平滑切换方法-CN201410367550.7有效
发明人：郝现伟;贾志强;赵志芳;王勇;刘茜筠 -专利权人：北京航空航天大学;北京航天自动控制研究所
申请日： 2014-07-29 - 公布日： 2017-01-25 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种无人机纵向控制律平滑切换方法，属于无人机飞行控制领域。在控制律切换时刻，通过对新的控制律中的积分器赋初值，确保由新的控制律的首个运行周期解算出的舵偏角指令与由前一组控制律的最后一个运行周期解算出的舵偏角指令相等，实现两组控制律之间的平滑切换。本发明首次对控制回路中的校正网络进行形式变换，分离出隐含的积分器，并对该积分器赋初值。本发明提供的方法仅需一个运行周期即可实现控制律切换，无重复计算，切换效率高，不需通过仿真调整淡入淡出参数，避免了传统的经验试凑。
一种无人机纵向控制平滑切换方法

[发明专利]一种三冗余控制计算机及容错控制系统-CN201410228504.9有效
发明人：黄波;刘学士;张福鑫;刘俊阳;刘茜筠;曹帮林;陈伟 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-05-27 - 公布日： 2017-01-18 - 主分类号： G05B19/048 文献下载
摘要：本发明公开了一种三冗余控制计算机及容错控制系统，包括开关量表决阵列模块和三个完全独立的子计算机；开关量表决阵列模块接收三个子计算机输出的开关量控制信号和备份开关量控制信号，通过硬件表决器输出开关量功率控制指令；每个子计算机根据左右机角色定义表确定与其对应的左机和右机；每个子计算机包括同步模块、自检模块、左机检测模块、右机检测模块、当班控制模块、主机模块与开关量控制输出模块。本发明在满足控制系统强实时要求的基础上，可以容忍更多的单机故障模式，提高系统的整体高可靠性，简化软硬件开销。
一种冗余控制计算机容错控制系统

[发明专利]一种升力式飞行器的攻角指令生成方法-CN201510128145.4有效
发明人：吴浩;杨业;郭涛;梁波;梁禄扬;周峰;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2015-03-23 - 公布日： 2015-07-29 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
一种升力飞行器指令生成方法

[发明专利]一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法-CN201510102946.3有效
发明人：郭涛;杨业;吴浩;梁波;梁禄扬;周峰;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2015-03-09 - 公布日： 2015-07-29 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。
一种确定控制策略匹配动力下滑轨迹方法

[发明专利]一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法-CN201510127602.8有效
发明人：郭涛;杨业;吴浩;梁波;梁禄扬;周峰;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2015-03-23 - 公布日： 2015-07-29 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
一种升力飞行器再入轨迹计算方法

[发明专利]升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法-CN201510154722.7有效
发明人：吴浩;杨业;郭涛;梁波;梁禄扬;周峰;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2015-04-02 - 公布日： 2015-07-22 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。
升力飞行器再入制导阻力加速度变化确定方法

[发明专利]一种电磁阀阵列节能控制系统-CN201410339928.2有效
发明人：柳柱;谷岩;张宏波;朱凤英;朱旭峰;刘茜筠 -专利权人：北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2014-07-16 - 公布日： 2014-11-19 - 主分类号： F16K31/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种电磁阀阵列节能控制系统，包括驱动器阵列、可变相位脉冲发生器、供电母线滤波器以及能量回收系统。可变相位脉冲发生器产生控制脉冲，通过驱动器阵列驱动电磁阀阵列中各电磁阀绕组的吸合与断开；可变相位脉冲发生器根据各电磁阀绕组的工作状态实时调整控制脉冲相位，实现对节能控制系统的移相滤波；当驱动器阵列关断时，能量回收系统将电磁阀阵列中储存的电磁能转换为电流反馈给电磁阀阵列；供电母线的电压经母线滤波器滤波后输出给电磁阀阵列。该系统节能效果明显，极大地提高了电磁阀的寿命和工作可靠性；同时该系统实现了实时移相滤波控制，降低了多个电磁阀同时工作时对于供电系统造成的影响，使系统具备良好的电磁兼容性。
一种电磁阀阵列节能控制系统

[发明专利]一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法-CN200910243093.X有效
发明人：巩庆海;吕新广;刘茜筠;宋征宇;肖利红;叶松;崔宇 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2009-12-24 - 公布日： 2010-06-16 - 主分类号： G01P21/00 文献下载
摘要：一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法，步骤如下：第一步，构建加速度表视加速度一致性判别的五个公式；第二步，根据惯性测量器件的测量误差，设定AX表、AY表、AZ表、AS表的一致性故障门限；第三步，对八只加速度表输出的脉冲转换为视速度增量；第四步，将八个加速度表的视速度增量，进行滚动累加；第五步，将第四步的结果代入上式进行计算，并按照视加速度一致性故障判别定位表进行判别定位，得到八个加速度表的故障判别定位情况，并对每个加速度表的连续故障次数进行计数；第六步，对连续故障次数超过切除门限的加速度表进行切除；第七步，将切除后剩余的无故障加速度表的视速度增量取平均值，作为箭体视速度增量，用于导航计算。
一种加速度表八表配置故障诊断方法

[发明专利]迭代制导下减少大姿态扰动的控制方法-CN200910243094.4有效
发明人：巩庆海;吕新广;李新明;冯昊;刘茜筠;肖利红;宋征宇;孙友;王丹晔 -专利权人：北京航天自动控制研究所
申请日： 2009-12-24 - 公布日： 2010-06-09 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τ_iⁿ代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角、ψ_cxⁿ、最后对当前时刻的迭代程序角增量、Δψ_cx进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。
制导减少姿态扰动控制方法

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