-
公开(公告)号：CN109460051B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201811556440.X
申请日：2018-12-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。
-
公开(公告)号：CN103587723B
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201310549747.8
申请日：2013-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法，克服了现有LQR跟踪技术的不足，根据高速再入飞行器在稀薄流中飞行的运动学和动力学特点，通过对其运动方程进行适当简化和推导，并基于稀薄流中速率变化对运动学的影响较小的假设，得到对初始交班偏差有较强自适应能力的解析式在线轨迹，并基于最优控制理论，对解析式在线轨迹进行跟踪律的设计，克服环境误差和建模误差，提高终端制导精度。
-
公开(公告)号：CN103587723A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310549747.8
申请日：2013-11-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法，克服了现有LQR跟踪技术的不足，根据高速再入飞行器在稀薄流中飞行的运动学和动力学特点，通过对其运动方程进行适当简化和推导，并基于稀薄流中速率变化对运动学的影响较小的假设，得到对初始交班偏差有较强自适应能力的解析式在线轨迹，并基于最优控制理论，对解析式在线轨迹进行跟踪律的设计，克服环境误差和建模误差，提高终端制导精度。
-
公开(公告)号：CN113137966B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110327499.7
申请日：2021-03-26
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种利用惯组和激光测距的组合导航自主定位方法，首先根据飞行剖面任务，结合星历信息制定分时观测方案，获取飞行器到观测卫星的几何距离；然后通过分时观测得到的测距信息，得到激光测距导航系统给出的飞行器位置在导航系下的估计值XStar＝[xStar,yStar,zStar]T；以为状态量，根据飞行器运动学模型建立kalman滤波方程，将XStar引入观测方程中，得到状态量的估计值及方差；用估计值对基于惯组的导航结果进行修正，作为组合导航的输出值，实现飞行器高精度自主定位。本发明测量精度高、定向性好，具备自主抗干扰能力。
-
公开(公告)号：CN113375634B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110484593.3
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，使用飞行器惯性导航系统测量获得的攻角信息、法向过载信息，基于飞行器法向气动力模型准确性高、且攻角受风影响小和海拔高度与大气密度相关这一本质规律，采用数学方法，利用模型和测量到的速度、法向过载信息，获得飞行器的海拔高度。通过无迹卡尔曼滤波技术对数据进行融合，获得精确的飞行器组合导航海拔高度。相对雷达高度表的方法，能够节省几百万元的成本，节省数十公斤的重量，节约飞行器上的空间。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113137966A
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202110327499.7
申请日：2021-03-26
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种利用惯组和激光测距的组合导航自主定位方法，首先根据飞行剖面任务，结合星历信息制定分时观测方案，获取飞行器到观测卫星的几何距离；然后通过分时观测得到的测距信息，得到激光测距导航系统给出的飞行器位置在导航系下的估计值XStar＝[xStar,yStar,zStar]T；以为状态量，根据飞行器运动学模型建立kalman滤波方程，将XStar引入观测方程中，得到状态量的估计值及方差；用估计值对基于惯组的导航结果进行修正，作为组合导航的输出值，实现飞行器高精度自主定位。本发明测量精度高、定向性好，具备自主抗干扰能力。
-
公开(公告)号：CN112904888A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110029114.9
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 巩英辉 , 陈志刚 , 张敏刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 郭振西 , 陈芳 , 唐毛 , 张箭飞 , 余颖 , 季登高 , 武斌 , 韩伯雄 , 孙晓松 , 张宁宁 , 刘秀明 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 付秋军 , 徐春玲 , 曹轶 , 杨缙 , 王锦涛
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈功角；根据前馈功角和反馈功角得到总功角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
-
公开(公告)号：CN113984069A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110484592.9
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及基于人造卫星的星光定位导航方法，首先采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。本发明将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性。
-
公开(公告)号：CN115167489B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202210770637.3
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及一种依靠空气舵起控不同攻角的安全边界快速确定方法，包括:基于飞行器的纵向控制能力，考虑气动、质心偏差获得纵向配平舵偏，依据纵向物理舵偏范围，确定飞行器纵向可用攻角范围[α1min,α1max]；基于飞行器的横侧向控制能力，考虑气动、质心偏差，获得横向控制闭环稳定性参数LCDP，确定飞行器横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]；将上述纵向可用攻角范围[α1min,α1max]和横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]，求取交集，确定飞行器可用攻角范围[αmin,αmax]。
-
公开(公告)号：CN115167489A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210770637.3
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种依靠空气舵起控不同攻角的安全边界快速确定方法，包括:基于飞行器的纵向控制能力，考虑气动、质心偏差获得纵向配平舵偏，依据纵向物理舵偏范围，确定飞行器纵向可用攻角范围[α1min,α1max]；基于飞行器的横侧向控制能力，考虑气动、质心偏差，获得横向控制闭环稳定性参数LCDP，确定飞行器横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]；将上述纵向可用攻角范围[α1min,α1max]和横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]，求取交集，确定飞行器可用攻角范围[αmin,αmax]。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
33
records
(took 0.059 seconds)
