CN113609581B - 运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 - Google Patents
运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113609581B CN113609581B CN202110870875.7A CN202110870875A CN113609581B CN 113609581 B CN113609581 B CN 113609581B CN 202110870875 A CN202110870875 A CN 202110870875A CN 113609581 B CN113609581 B CN 113609581B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- frequency
- angular rate
- reciprocal
- rate
- carrier rocket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 42
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 37
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims abstract description 24
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 19
- 230000003321 amplification Effects 0.000 claims abstract description 18
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 claims abstract description 18
- 238000012216 screening Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 43
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 7
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 claims description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 14
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 21
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 14
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 8
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 7
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 6
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 5
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 5
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000006870 function Effects 0.000 description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 2
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000011981 development test Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明公开了一种运载火箭弹性频率辨识的方法及计算机可读存储介质，其中所述方法包括：根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及其对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和飞行控制周期，计算飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号；从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标辨识频率。采用本申请，能解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质。
背景技术
近年来，全球商业航天产业规模持续增长，已成为带动全球航天经济发展的重要引擎，低成本、高可靠性的商业运载火箭研制和发射更是商业航天的核心基础。为提高运载能力，运载火箭要尽量提高发动机质量比、减小结构质量，箭体的结构刚度减小，会表现出较为明显的弹性特征。
由于弹性作用，飞行中的箭体在外力作用下可能会产生显著的弯曲形变，弹性的弯曲变形将造成附加角速率和角偏差。而惯测组合敏感装置(速率陀螺和加速度计)会敏感检测到这些弯曲形变，并会将弹性信息反馈至姿态控制回路，从而影响姿态控制系统工作，严重时甚至直接导致姿态控制发散，引起箭体的损毁。为避免弹性振动信息的影响，侧喷流姿态控制回路设计时，会根据箭体的弹性固有频率(弹性频率)设计对应的滤波器，实现对特定弹性频率噪声衰减和抑制，降低箭体弹性对姿态控制的影响。
传统技术中，箭体弹性频率都是依赖环境专业数学建模计算和模态试验结合来确定，但这种方式由于数学模型偏差以及地面模态试验环境与箭体在实际飞行时的环境的不一致性，环境专业计算得到的弹性频率会存在较大的偏差，即是现有技术获得的箭体弹性频率的精度较低，不利于箭体的稳定飞行控制。
发明内容
本申请实施例通过提供一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法，解决了现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题，提升了弹性频率辨识的精度，进而有利于控制箭体的稳定飞行。
一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法，所述方法包括如下步骤：
S1、根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；
S2、根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；
S3、根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率；
S4、对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；
S5、从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
可选地，所述方法还包括：
当所述运载火箭进入下一个飞行时段时，获取并更新所述运载火箭的当前飞行时段，重复执行所述S2～S5的步骤。
可选地，所述S1具体包括：
根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1；
基于所述带阻滤波器的倒数同频谐振放大原理，计算每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率。
可选地，所述带阻滤波器的倒数环节个数N1为所述每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率为f(i)；
其中，所述弹性频率范围为(f0～f1)，所述辨识频率间隔为Δf，f(i)∈[f0,f1]，i为不超过N1的正整数。
可选地，所述飞行运行拍数N2为：
其中，所述当前飞行时段为(t0～t1)，所述飞行控制周期为T。
可选地，所述S3具体包括：
采集所述运载火箭在所述当前飞行时段中N2个所述飞行运行拍数所对应时刻的俯仰角速率和偏航角速率；
分别将所述N2个不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率输入N1个所述带阻滤波器的倒数环节中，计算得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵的大小均为N1×N2。
可选地，所述S4具体包括：
对所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵中对应的元素进行矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到求和角速率列向量，所述求和角速率列向量中包括N1个求和角速率；
从所述求和角速率列向量中的N1个求和角速率中，选取数值最大的目标角速率，并确定所述目标角速率对应的倒数环节序号。
可选地，所述求和角速率列向量为：
其中，Δθf(i)为所述求和角速率列向量，为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的仰俯角速率，Δψf(i,j)为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的偏航角速率，i为不超过N1的正整数，j为不超过N2的正整数。
可选地，若所述弹性频率范围为(f0～f1)、所述目标角速率对应的倒数环节序号为iflag，则所述目标辨识频率为f(iflag)；其中，f(iflag)∈(f0～f1)。
另一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种运载火箭弹性频率的辨识装置，所述装置包括计算模块、处理模块及频率辨识模块，其中：
所述计算模块，用于根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；
所述计算模块，还用于根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；
所述处理模块，用于根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率；
所述处理模块，还用于对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；
所述频率辨识模块，用于从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
关于本申请未阐述的内容可对应参见前述方法实施例中的相关介绍，这里不再赘述。
另一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种终端设备，所述终端设备包括处理器、存储器、通信接口和总线；所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述总线连接并完成相互间的通信；所述存储器存储可执行程序代码；所述处理器通过读取所述存储器中存储的可执行程序代码来运行与所述可执行程序代码对应的程序，以用于如上所提供的一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法。
另一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质包括计算机指令，当所述计算机指令在终端设备上运行时，使得所述终端设备执行如上所述的运载火箭弹性频率在线辨识的方法。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：本申请通过根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；进一步对所述角速率矩阵进行筛选处理得到目标角速率对应的倒数环节序号；最后从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。这样既能够解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题，又能提升弹性频率辨识的精度，进而有利于控制箭体的稳定飞行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请实施例提供的一种带阻滤波器倒数环节构成的单输入-单输出系统的结构示意图。
图2是本申请实施例提供的一种带阻滤波器倒数环节G(s)波特图的示意图。
图3是本申请实施例提供的一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法的流程示意图。
图4是本申请实施例提供的一种运载火箭弹性频率的辨识装置的结构示意图。
图5是本申请实施例提供的一种终端设备的结构示意图。
具体实施方式
申请人在提出本申请的过程中还发现：传统技术中箭体弹性(固有)频率都是依赖环境专业数学建模计算和模态试验结合来确定，这种方式存在以下两大不足之处：
一是，由于数学模型偏差以及地面模态试验环境与箭体在实际飞行时的环境的不一致性，环境专业计算得到的弹性频率会有较大偏差，降低了姿态控制的回路裕度，不利于运载火箭的稳定飞行。
二是，商业运载火箭要求低成本、研制周期短，箭体振动模态试验耗时长、费用昂贵，卫星载荷不一样时，同一型号每一发箭都开展模态试验，无法满足商业运载火箭快速研制的需求。因此，低成本、高可靠性的弹性频率辨识方法具有重要的工程应用价值。
目前，一般地箭体弹性频率辨识方法(离线辨识或在线辨识)均采用傅里叶变换的方式，即对箭体角速度信号进行傅里叶变换，识别出对应的频率点。但这种方式算法比较复杂、计算量较大、对计算机性能要求高、可靠性低，一旦辨识错误会导致飞行姿态失稳。
为解决上述问题，本申请实施例通过提供一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法。本申请实施例的技术方案为解决上述技术问题，总体思路如下：S1、根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；S2、根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；S3、根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率；
S4、对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；S5、从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。
首先说明，本文中出现的术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
本申请旨在提供一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法、装置、终端设备及计算机可读存储介质。本申请利用带阻滤波器的倒数同频谐振放大的原理，解决运载火箭飞行过程中侧喷流控制段弹性频率在线辨识的应用需求。
首先，介绍本申请涉及的带阻滤波器倒数同频谐振放大原理。请参见图1是本申请实施例示出的一种带阻滤波器单倒数环节构成的输入-单输出系统的结构示意图。如图1中，记带阻滤波器倒数环节G(S)的函数表达式为如下公式(1)所示：
其中，ωn为谐振频率对应的角速率，ζ1、ζ2为带阻滤波器自身的阻尼系数。ωn>0,0<ζ2<ζ1<1。
需要说明的是，带阻滤波器倒数环节是一个单输入-单输出系统，不同频率信号经过该系统后会出现幅值和相位的改变。当输入信号频率等于系统谐振频率ωn时，在对应频率点处会出现最大谐振峰值即在该频率点处对输入信号具有放大作用，放大的谐振峰值由阻尼系数ζ1、ζ2确定。因此，本申请可根据幅值最大的输出信号就可以反向确定输入信号频率，实现频率辨识。
请参见图2示出一种带阻滤波器倒数环节G(S)的波特图。如图2中，以ωn＝120rad/s,K＝ζ1/ζ2＝60为例，当与ωn＝120rad/s同频的角速率信号进入该系统后，幅值被放大到35.6dB。系统根据被放大的信号35.6dB即可确定输入信号的频率ωn＝120rad/s，从而实现频率辨识。
接着，介绍本申请涉及的方法实施例。请参见图3，是本申请实施例提供的一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法的流程示意图。如图3所示的方法包括如下实施步骤：
S1、根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率。
本申请可根据环境专业数学模型计算结果和箭体地面模态首次试验结果，初始化确定带阻滤波器的倒数环节个数及其谐振频率点(也可称为滤波频率)。环境专业会根据总体输入(包含弹道、气动数据等)，通过数学建模仿真和模态试验给出带较大偏差的弹性频率。本申请考虑到箭体弹性频率及偏差设置辨识的弹性频率范围为(f0～f1)Hz，辨识频率间隔为Δf Hz。
相应地，本申请根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1，其具体如下公式(2)所示：
进一步本申请还可根据带阻滤波器倒数同频谐振放大原理，计算每个带阻滤波器倒数环节所对应的频率点ωn或滤波频率f(i)。其中，ωn(i)＝2πf(i),f(i)∈[f0,f1],i＝1～N1。即i为不超过N1的正整数。可选地，本申请可记K＝ζ1/ζ2，根据辨识区别分段K一般取值为30～100左右。
举例来说，本申请设计弹性频率范围为(f0～f1)，其首尾偏差为4Hz，以0.01Hz为辨识频率间隔。则设计的带阻滤波器倒数环节个数为对应振荡环节参数设置为ωn(i)＝2πf(i),K＝60,i＝1～41，其中f(i)∈[f0,f1]。
S2、根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2。
本申请可初始化时间段，即初始化当前飞行时段。本申请记运载火箭的飞行控制周期为T，运载火箭飞行过程中，短时间内弹性频率的变化较小，可近似认为不变。初始化当前飞行时段为(t0～t1)，则这段飞行时段内运载火箭的飞行运行拍数为N2，其具体如下公式(3)所示：
举例来说，本申请取当前飞行时间段(t0～t1)为1s，飞行控制周期T＝0.01s，则其计算的飞行运行拍数
S3、根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率。
本申请可通过速率陀螺仪采集按照飞行控制周期T在当前飞行时段(t0～t1)内不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率Δψ，即采集N2个所述飞行运行拍数所对应的俯仰角速率/>和偏航角速率Δψf(i,j)。i＝1～N1,j＝1～N2。进一步可分别将这N2个不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率输入N1个所述带阻滤波器的倒数环节中，计算得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵的大小均为N1×N2。
具体地在t0时刻，分别将速率陀螺仪采集输出的俯仰角速率和偏航角速率(信号)输入到已经预置的N1个带阻滤波器倒数环节中，得到对应计算的角速率Δψf(i,1)，i＝1～N1。下一个周期T中，继续将速率陀螺仪输出的俯仰角速率和偏航角速率(信号)输入至N1个带阻滤波器倒数环节中，得到对应的角速率/>Δψf(i,2)，i＝1～N1；依次类推，……，直至t1时刻得到/>Δψf(i,N2),i＝1～N1。
举例来说，引用步骤S3例子在1s内，输入的俯仰和偏航角速率通过带阻滤波器的振荡环节放大得到的对应角速率矩阵为：Δψf(i,j),i＝1～41,j＝1～101。
S4、对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率。
本申请可对俯仰方向和偏航方向角速率矩阵中对应的元素进行矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到求和角速率列向量，该列向量中包括N1个求和角速率；从列向量的N1个求和角速率中选取数值最大的目标角速率，并确定出该目标角速率对应的倒数环节序号。
在一具体实施例中，所述求和角速率列向量为如下公式(4)所示：
其中，Δθf(i)为所述求和角速率列向量，为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的仰俯角速率，Δψf(i,j)为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的偏航角速率，i为不超过N1的正整数，j为不超过N2的正整数。
S5、从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
具体地本申请根据(t0～t1)当前飞行时段内得到的角速率矩阵Δψf(i,j),i＝1～N1,j＝1～N2进行对应的元素矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得列向量/>记(t0～t1)当前飞行时段内列向量Δθf(i),i＝1～N1中的最大值为Δθmax，与之对应的倒数环节序号为iflag，i∈[1,N1]。则相应地在辨识频率范围(f0～f1)内对应的目标辨识频率为f(iflag)。
举例来说，引用前述步骤S1和S2的例子，本申请根据(t0～t1)时间段内得到的角速率矩阵Δψf(i,j),i＝1～41,j＝1～101，进行对应的元素矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到列向量记(t0～t1)时间段内列向量Δθf(i),i＝1～41中最大值为Δθmax，与之对应的序号为iflag∈[1,41]，在(f0～f1)内对应的目标辨识频率为f(iflag)。
在可选实施例中，当运载火箭进入下一个飞行时段时，可获取并更新所述运载火箭的当前飞行时段(t0'～t1')，其时长仍可为1s。重复上述步骤S2～S5，得到当前飞行时段的目标辨识频率f′(i′flag)。循环往复，从而达到侧喷流控制段箭体弹性频率在线辨识的目标，同时保证辨识频率在(f0～f1)范围内，不会出现辨识频率偏差过大的情况。
本申请提出一种运载火箭弹性频率在线辨识的方法，其具有设计原理简单、算法简洁、计算量小、可靠性高、辨识精度高等优点，同时融合了环境专业提供的首次模态试验数据信息，不会出现很大的辨识偏差，辨识结果可靠性高，适合箭体弹性频率快速在线辨识。在商业运载火箭使用上，可以极大地减少模态试验次数，缩短研制试验周期，减低研制成本，提升火箭竞争能力，具有很高的工程应用价值。
通过实施本申请，通过根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；进一步对所述角速率矩阵进行筛选处理得到目标角速率对应的倒数环节序号；最后从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。这样既能够解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题，又能提升弹性频率辨识的精度，进而有利于控制箭体的稳定飞行。
基于同一发明构思，本申请另一实施例提供一种实施本申请实施例中所述方法对应的装置及终端设备。请参见图4，是本申请实施例提供的一种运载火箭弹性频率的辨识装置的结构示意图。如图4所示的装置400包括：计算模块401、处理模块402及频率辨识模块403，其中：
所述计算模块401，用于根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；
所述计算模块401，还用于根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；
所述处理模块402，用于根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率；
所述处理模块402，还用于对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；
所述频率辨识模块403，用于从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
可选地，所述装置还包括更新模块404，
所述更新模块404，用于当所述运载火箭进入下一个飞行时段时，获取并更新所述运载火箭的当前飞行时段，重复执行所述计算模块401、处理模块402及频率辨识模块403所执行的步骤。
可选地，所述计算模块401具体用于：
根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1；
基于所述带阻滤波器的倒数同频谐振放大原理，计算每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率。
可选地，所述带阻滤波器的倒数环节个数N1为所述每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率为f(i)；
其中，所述弹性频率范围为(f0～f1)，所述辨识频率间隔为Δf，f(i)∈[f0,f1]，i为不超过N1的正整数。
可选地，所述飞行运行拍数N2为：
其中，所述当前飞行时段为(t0～t1)，所述飞行控制周期为T。
可选地，所述处理模块402具体用于：
采集所述运载火箭在所述当前飞行时段中N2个所述飞行运行拍数所对应时刻的俯仰角速率和偏航角速率；
分别将所述N2个不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率输入N1个所述带阻滤波器的倒数环节中，计算得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵的大小均为N1×N2。
可选地，所述处理模块402具体用于：
对所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵中对应的元素进行矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到求和角速率列向量，所述求和角速率列向量中包括N1个求和角速率；
从所述求和角速率列向量中的N1个求和角速率中，选取数值最大的目标角速率，并确定所述目标角速率对应的倒数环节序号。
可选地，所述求和角速率列向量为：
其中，Δθf(i)为所述求和角速率列向量，为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的仰俯角速率，Δψf(i,j)为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的偏航角速率，i为不超过N1的正整数，j为不超过N2的正整数。
可选地，若所述弹性频率范围为(f0～f1)、所述目标角速率对应的倒数环节序号为iflag，则所述目标辨识频率为f(iflag)；其中，f(iflag)∈(f0～f1)。
请一并参见图5，是本申请实施例提供的一种终端设备的结构示意图。如图5所示的终端设备500包括：至少一个处理器501、通信接口502、用户接口503和存储器504，处理器501、通信接口502、用户接口503和存储器504可通过总线或者其它方式连接，本发明实施例以通过总线505连接为例。其中，
处理器501可以是通用处理器，例如中央处理器(Central Processing Unit，CPU)。
通信接口502可以为有线接口(例如以太网接口)或无线接口(例如蜂窝网络接口或使用无线局域网接口)，用于与其他终端或网站进行通信。用户接口503具体可为触控面板，包括触摸屏和触控屏，用于检测触控面板上的操作指令，用户接口503也可以是物理按键或者鼠标。用户接口503还可以为显示屏，用于输出、显示图像或数据。
存储器504可以包括易失性存储器(Volatile Memory)，例如随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)；存储器也可以包括非易失性存储器(Non-VolatileMemory)，例如只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、快闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)；存储器504还可以包括上述种类的存储器的组合。存储器504用于存储一组程序代码，处理器501用于调用存储器504中存储的程序代码，执行如下操作：
S1、根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；
S2、根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；
S3、根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括N1×N2个角速率；
S4、对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；
S5、从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。
可选地，所述处理器501还用于当所述运载火箭进入下一个飞行时段时，获取并更新所述运载火箭的当前飞行时段，重复执行所述S2～S5的步骤。
可选地，所述S1具体包括：
根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1；
基于所述带阻滤波器的倒数同频谐振放大原理，计算每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率。
可选地，所述带阻滤波器的倒数环节个数N1为所述每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率为f(i)；
其中，所述弹性频率范围为(f0～f1)，所述辨识频率间隔为Δf，f(i)∈[f0,f1]，i为不超过N1的正整数。
可选地，所述飞行运行拍数N2为：
其中，所述当前飞行时段为(t0～t1)，所述飞行控制周期为T。
可选地，所述S3具体包括：
采集所述运载火箭在所述当前飞行时段中N2个所述飞行运行拍数所对应时刻的俯仰角速率和偏航角速率；
分别将所述N2个不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率输入N1个所述带阻滤波器的倒数环节中，计算得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵的大小均为N1×N2。
可选地，所述S4具体包括：
对所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵中对应的元素进行矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到求和角速率列向量，所述求和角速率列向量中包括N1个求和角速率；
从所述求和角速率列向量中的N1个求和角速率中，选取数值最大的目标角速率，并确定所述目标角速率对应的倒数环节序号。
可选地，所述求和角速率列向量为：
其中，Δθf(i)为所述求和角速率列向量，为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的仰俯角速率，Δψf(i,j)为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的偏航角速率，i为不超过N1的正整数，j为不超过N2的正整数。
可选地，若所述弹性频率范围为(f0～f1)、所述目标角速率对应的倒数环节序号为iflag，则所述目标辨识频率为f(iflag)；其中，f(iflag)∈(f0～f1)。
由于本实施例所介绍的终端子设备为实施本申请实施例中所述方法所采用的终端设备，故而基于本申请实施例中所介绍的方法实施例，本领域所属技术人员能够了解本实施例的终端设备的具体实施方式以及其各种变化形式，所以在此对于该终端设备如何实现本申请实施例中的方法不再详细介绍。只要本领域所属技术人员实施本申请实施例中方法所采用的终端设备，都属于本申请所欲保护的范围。
上述本申请实施例中的技术方案，至少具有如下的技术效果或优点：本申请通过根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵；进一步对所述角速率矩阵进行筛选处理得到目标角速率对应的倒数环节序号；最后从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率。这样既能够解决现有技术中弹性频率计算的精度较低等技术问题，又能提升弹性频率辨识的精度，进而有利于控制箭体的稳定飞行。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (6)
1.一种运载火箭弹性频率辨识的方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
S1、根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1及每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率；
S2、根据所述运载火箭的当前飞行时段和预设的飞行控制周期，计算所述当前飞行时段内所述运载火箭的飞行运行拍数N2；
S3、根据所述飞行运行拍数N2和所述倒数环节个数N1，分别对采集的发生弹性弯曲时所述运载火箭的俯仰角速率和偏航角速率进行谐振放大处理，得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵均包括个角速率；
S4、对所述角速率矩阵进行筛选处理，得到目标角速率对应的倒数环节序号，所述目标角速率为对所述角速率矩阵中的角速率进行处理后的角速率；
所述S4具体包括：
对所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵中对应的元素进行矢量合成，然后进行行向量绝对值求和处理，得到求和角速率列向量，所述求和角速率列向量中包括N1个求和角速率；
所述求和角速率列向量为：
其中，为所述求和角速率列向量，/>为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的仰俯角速率，/>为所述角速率矩阵中处于第i行第j列所述飞行运行拍数所对应时刻的偏航角速率，/>为不超过N1的正整数，/>为不超过N2的正整数；
从所述求和角速率列向量中的N1个求和角速率中，选取数值最大的目标角速率，并确定所述目标角速率对应的倒数环节序号；
S5、从每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率中，查找与所述目标角速率对应的倒数环节序号所对应的目标频率，以作为所述运载火箭的目标辨识频率;
所述带阻滤波器的倒数环节个数N1为，所述每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率为/>；
其中，所述弹性频率范围为，所述辨识频率间隔为/>，/>，/>为不超过N1的正整数;
所述飞行运行拍数N2为：
其中，所述当前飞行时段为，所述飞行控制周期为/>。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当所述运载火箭进入下一个飞行时段时，获取并更新所述运载火箭的当前飞行时段，重复执行所述S2~S5的步骤。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S1具体包括：
根据预设的弹性频率范围及辨识频率间隔，计算带阻滤波器的倒数环节个数N1；
基于所述带阻滤波器的倒数同频谐振放大原理，计算每个所述带阻滤波器的倒数环节所对应的滤波频率。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S3具体包括：
采集所述运载火箭在所述当前飞行时段中N2个所述飞行运行拍数所对应时刻的俯仰角速率和偏航角速率；
分别将所述N2个不同时刻的俯仰角速率和偏航角速率输入N1个所述带阻滤波器的倒数环节中，计算得到对应的角速率矩阵，所述俯仰方向和偏航方向角速率矩阵的大小均为。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，若所述弹性频率范围为、所述目标角速率对应的倒数环节序号为/>，则所述目标辨识频率为/>；其中，。
6.一种计算机可读存储介质，其特征在于，包括计算机指令，当所述计算机指令在终端设备上运行时，使得所述终端设备执行如上权利要求1-5 中任一项所述的运载火箭弹性频率辨识的方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110870875.7A CN113609581B (zh) | 2021-07-30 | 2021-07-30 | 运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110870875.7A CN113609581B (zh) | 2021-07-30 | 2021-07-30 | 运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113609581A CN113609581A (zh) | 2021-11-05 |
| CN113609581B true CN113609581B (zh) | 2024-04-19 |
Family
ID=78338635
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110870875.7A Active CN113609581B (zh) | 2021-07-30 | 2021-07-30 | 运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113609581B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114398755B (zh) * | 2021-12-09 | 2024-04-26 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种弹性滤波器设计方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2011105336A (ru) * | 2011-02-16 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU) | Способ подавления упругих колебаний конструкции ракеты пакетной схемы |
| CN103925917A (zh) * | 2014-05-05 | 2014-07-16 | 上海新跃仪表厂 | 一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法 |
| CN109541941A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | 一种针对垂直起降运载器主动段飞行的自适应增广抗扰容错方法 |
| CN110471456A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-11-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法 |
| CN110765404A (zh) * | 2019-06-14 | 2020-02-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种机弹干扰辨识算法 |
| CN110955256A (zh) * | 2019-12-03 | 2020-04-03 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法 |
-
2021
- 2021-07-30 CN CN202110870875.7A patent/CN113609581B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2011105336A (ru) * | 2011-02-16 | 2012-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU) | Способ подавления упругих колебаний конструкции ракеты пакетной схемы |
| CN103925917A (zh) * | 2014-05-05 | 2014-07-16 | 上海新跃仪表厂 | 一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法 |
| CN109541941A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | 一种针对垂直起降运载器主动段飞行的自适应增广抗扰容错方法 |
| CN110765404A (zh) * | 2019-06-14 | 2020-02-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种机弹干扰辨识算法 |
| CN110471456A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-11-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法 |
| CN110955256A (zh) * | 2019-12-03 | 2020-04-03 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法 |
Non-Patent Citations (6)
| Title |
|---|
| Attitude Estimation and Three-Dimensional Computer-Graphics Representation of a Small Hybrid Rocket;Keiichiro MURAOKA;《The Proceedings of Mechanical Engineering Congress》;20210325;全文 * |
| Heavy Lift Launch Vehicle Technology of Adaptive Augmented Fault Tolerant Control;Liang Zhang;《2016 IEEE CHINESE GUIDANCE, NAVIGATION AND CONTROL CONFERENCE (CGNCC)》;全文 * |
| 基于信号辨识的运载火箭实时减载控制技术;张卫东;贺从园;周静;吴康;;《航天控制》(第03期);全文 * |
| 基于弹性辨识的运载火箭改进AAC控制方法;刘思;《航天控制》;全文 * |
| 基于微分估计和弹性辨识的火箭姿态控制器设计;王佩;《西北工业大学学报》;全文 * |
| 运载火箭弹性频率快速预示方法;马道远;《强度与环境》;全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113609581A (zh) | 2021-11-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Chong et al. | Temperature drift modeling of MEMS gyroscope based on genetic-Elman neural network | |
| CN110887480B (zh) | 基于mems传感器的飞行姿态估计方法及系统 | |
| CN111551174A (zh) | 基于多传感器惯性导航系统的高动态车辆姿态计算方法及系统 | |
| CN104154915A (zh) | 一种基于智能穿戴设备的音频操作方法和智能穿戴设备 | |
| CN112744313B (zh) | 一种机器人状态估计方法、装置、可读存储介质及机器人 | |
| EP4220086A1 (en) | Combined navigation system initialization method and apparatus, medium, and electronic device | |
| CN113609581B (zh) | 运载火箭弹性频率在线辨识的方法及存储介质 | |
| JP3726884B2 (ja) | 慣性計測装置を用いた姿勢推定装置及び方法並びにプログラム | |
| WO2018054063A1 (zh) | 一种基于虚拟现实设备的角度数据补偿方法及装置 | |
| CN111121938A (zh) | 一种实时监测车辆载重的方法、终端设备及计算机可读存储介质 | |
| CN100588905C (zh) | 陀螺的虚拟实现方法 | |
| CN113635896A (zh) | 一种驾驶行为确定方法及其相关设备 | |
| Hajdu et al. | Complementary filter based sensor fusion on FPGA platforms | |
| CN115840992B (zh) | 一种弹性飞行器飞行仿真方法、系统、计算机存储介质及终端 | |
| CN109674480B (zh) | 一种基于改进互补滤波的人体运动姿态解算方法 | |
| CN114018250B (zh) | 惯性导航方法、电子设备、存储介质和计算机程序产品 | |
| US3374966A (en) | Control system | |
| KR101870542B1 (ko) | 모션 인식 방법 및 장치 | |
| CN108120450B (zh) | 一种静止状态的判断方法及装置 | |
| Çoçoli et al. | A comparative analysis of sensor fusion algorithms for miniature imu measurements | |
| CN116276965A (zh) | 基于非奇异终端滑模的机械臂固定时间轨迹跟踪控制方法 | |
| CN115727871A (zh) | 一种轨迹质量检测方法、装置、电子设备和存储介质 | |
| CN103954289A (zh) | 一种光学成像卫星敏捷机动姿态确定方法 | |
| CN115218927A (zh) | 基于二次卡尔曼滤波的无人机imu传感器故障检测方法 | |
| CN115657667B (zh) | 航行器控制方法、装置、终端设备及计算机可读存储介质 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |