-
公开(公告)号：CN109375515A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811479208.0
申请日：2018-12-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的动力学特性在线辨识方法，将发动机响应特性近似为二阶环节，并用纵向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识发动机参数，实时更新发动机工作特性，提升了在线轨迹规划模型的精度。本发明将受环境影响严重的姿态响应特性和风干扰因素描述成二阶传递函数形式，并用横侧向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识对应的响应参数，在线轨迹规划时考虑响应特性和干扰的影响，提升控制的精度和鲁棒性。
-
公开(公告)号：CN102930164A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210433765.5
申请日：2012-10-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种飞行器控制数据的转换方法，利用模板控制文件从控制数据文本文件中获取控制参数；对读取的各时间点的弹道程序角进行分析和扩展生成处理后的弹道程序角数据；根据读取的各时间点的导航参数和导引常系数计算各时间点所对应的弹道导引变系数，对各时间点所对应的弹道导引变系数进行分析和扩展生成处理后的弹道导引变系数；根据从模板控制文件中读取的数据的属性，生成高级语言能够识别的数据源码文件。本发明的转换方法实现对控制数据的自主分析和处理，能够快速、可靠地将控制数据文本文件转换为火箭飞行控制软件可识别的高级语言数据源码文件。
-
公开(公告)号：CN101672606B
公开(公告)日：2012-09-26
申请号：CN200910093789.9
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭的导引控制方法，特征在于：将标准速度模值v、及标准速度模值v对应的导引常系数导引放大系数Kdψ等标准数值进行装订；通过两点线性插值计算当前点的导引常系数与k′uψ(v)；计算当前点的导引权函数I(t)；进一步计算当前点的制导计算导引量与Uψ(v)，并对与Uψ(v)进行限幅后输出给姿控系统，本发明技术方案通过直接采用火箭速度(或视速度)替换现有通用的以飞行时间作为自变量进行导引控制，使导引计算过程不再受到各级关机、分离以及入轨时间偏差的影响，提高导引的准确性。
-
公开(公告)号：CN101672657B
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN200910093742.2
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 基于多余度惯性测量信息的故障判断方法，所述的多余度用N表示，N≥3，方法步骤如下：(1)对N路惯性测量器件当前周期输出的脉冲转换为N路物理量信息Txi，i＝1、2...N；(2)将物理量信息Txi与Txj进行求差，并将得到的差值与预设的门限εx进行比较，若差值超过预设的门限εx，则设标志Δθij为1，否则Δθij为0；i＝1、2...N，j＝1、2...N且j≠i；(3)将与第i路有关的所有标志Δθij相加得到FTxi，若FTxi大于等于预设的阈值M，并且不等于FTx1、FTx2、...FTxN中的最小值，则表明第i路物理量信息Txi存在错误，即第i路惯性测量器件有故障；否则，则认为第i路惯性测量器件无故障；所述的预设的阈值M取值范围2～N-1；(4)等待N路惯性测量器件下一周期的输出脉冲，从步骤(1)循环执行。
-
公开(公告)号：CN112859892B
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202011455174.9
申请日：2020-12-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种基于典型特征信息的动态过程稳定控制方法，该方法根据预先设计确定校正网络切换时间，在每个周期内判断是否进行网络切换，并提取当前控制周期与输入相关的特征信息，用提取的输入特征信息和输出特征信息，分别对切换后的校正网络进行初始化，利用输入特征信息对需切换的网络中所有与输入相关的变量进行初始化；利用输出特征信息对需切换的网络中所有与输出相关的变量进行初始化；在初始化完成的基础上，计算网络切换当前周期的输出量。本发明简单清晰，易于实现，不需要增加任何硬件设备，可消除动态过程中由于校正网络切换带来的控制指令跳变，本发明提高了飞行器姿控系统设计稳定性和可靠性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112380728B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202011378765.0
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , F02K9/60 , B64G1/40 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种发动机预冷时间预估方法和系统，该方法包括：根据标准轨道信息，确定理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)；根据确定的理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻对应的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)，通过制导计算得到本级关机时间Tk2′；计算得到本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值；根据计算得到的本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值，确定实际发动机预冷时间Tkyl。本发明可以预估出发动机预冷时间，算法实时计算自适应性强。
-
公开(公告)号：CN112781614B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202011539357.9
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法，步骤包括：主从惯组方位差测量；进行主从惯组数据采集；通过主从惯组测量得到不水平度，采用主从惯组测量的加速度计输出数据分别计算主从惯组的不水平度，获得从惯组相对于主惯组的不水平度差；计算从惯组相对于主惯组基准转换矩阵，进而得到从惯组的安装误差补偿矩阵；通过从惯组相对于主惯组基准转换矩阵可将从惯组导航基准与主惯组统一，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度,完成火箭双捷联惯组基准一致补偿。本发明通过获得从惯组相对于主惯组的不水平度差和方位差，用于计算从惯组安装误差补偿矩阵，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度。
-
公开(公告)号：CN101723096B
公开(公告)日：2013-05-01
申请号：CN200910243094.4
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 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τin代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角ψcxn、最后对当前时刻的迭代程序角增量Δψcx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。
-
公开(公告)号：CN102901977A
公开(公告)日：2013-01-30
申请号：CN201210413789.4
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器的初始姿态角的确定方法，根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角和偏航姿态角ψ；通过双轴地磁传感器获得地磁信息My1和Mz1；根据如下公式计算滚动姿态角γ；其中，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。本发明的方法成本低、方法简单、精度高。能够实现小型飞行器的空中姿态测量。
-
公开(公告)号：CN101694364B
公开(公告)日：2012-09-26
申请号：CN200910093741.8
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 摄动制导与迭代制导的快速转换方法，步骤如下：(1)在进入迭代制导后的第一个周期t0时刻，根据地面理论弹道确定摄动制导输出的程序角并同时计算迭代制导输出的程序角(2)根据所述的摄动制导输出的程序角和迭代制导输出的程序角计算需要转动的程序角和允许转动的最大角加速度amax，并确定转动过程需要的时间Δt；所述的需要转动的程序角(3)根据步骤(2)的结果，计算t～t+Δt时间内的程序角利用该程序角进行控制，实现摄动制导与迭代制导的快速转换；本发明克服现有技术的不足，能够使制导律切换过程中的姿态快速、平稳过渡。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
37
records
(took 0.027 seconds)
