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公开(公告)号：CN103592946A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310503680.4
申请日：2013-10-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于视加速度测量的主动段程序自适应纵向制导方法，根据轴向视速度增量累加和自动适应标准程序角，确保在较大的动力偏差下仍能以较高的精度按程序轨迹飞行。轴向视速度增量累加和-俯仰程序角数据表，以诸元形式装订，运载器仅依靠视加速度测量量即可生成程序指令，无需其他输入条件及复杂运算；制导指令根据实际动力水平自适应变化，无需辅助导引，从而避免了导引量分配的矛盾。在实际使用中对输入输出量均采取可靠性措施确保此发明工程应用可行。
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公开(公告)号：CN114047786A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111425356.6
申请日：2021-11-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种用于集散式异构无人机集群的协同处理系统和方法，属于无人机技术领域，解决现有系统缺乏自组织能力和无法根据战场态势进行人为的任务信息修改的问题。该系统包括：多个无人机和与多个无人机通信连接的地面站，每个无人机包括：飞行控制器用于控制无人机姿态并且调整无人机的速度和飞行方向；光电吊舱用于实时拍摄视频帧并进行目标跟踪；以及信息处理模块用于主机根据地面站的任务信息规划整体航迹，多个无人机根据整体航迹规划自身航迹并将自身航迹发送给飞行控制器执行，基于视频帧进行目标识别和目标定位，通过地面站随时修改任务信息，实时根据修改的任务信息规划出修改航迹。能够根据战场态势实时根据修改的任务信息规划出修改航迹。
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公开(公告)号：CN106595705B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201611048571.8
申请日：2016-11-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法，该方法根据惯性导航误差传播机理建立惯性初始基准偏差模型，利用GPS信息作为观测量，采用标准卡尔曼滤波方法估计惯性初始基准偏差。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证，基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法能够有效地估计出惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。
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公开(公告)号：CN106705996B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201611061742.0
申请日：2016-11-25
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。
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公开(公告)号：CN106595649A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611048884.3
申请日：2016-11-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103863558B
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201410086334.5
申请日：2014-03-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种运载器的主动段关机方法，特别涉及应用运载器对滑行飞行器进行助推时，运载器发动机的关机方法；确定合理的关机控制泛函，以在大跨度航程范围内，确保飞行器在强风干扰条件下的基本滑行能力，并为终端速度控制建立良好的基础，属于助推式滑行飞行器技术领域。解决了低速滑行飞行器主动段关机控制问题，实现了大干扰下飞行轨迹严重偏离标准航迹后，仍能通过合理的主动段能量关机控制，保证低速滑行飞行器的滑行能力。通过采用二阶分段拟合方程形式设计标准关机能量参数，可以适应大跨度的航程覆盖；通过简谐形式的能量补偿方程，可以满足不同航向下风干扰引起的滑行能量差异需求。
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公开(公告)号：CN104787361B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510154722.7
申请日：2015-04-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN104808681A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510102946.3
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN103863558A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410086334.5
申请日：2014-03-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种运载器的主动段关机方法，特别涉及应用运载器对滑行飞行器进行助推时，运载器发动机的关机方法；确定合理的关机控制泛函，以在大跨度航程范围内，确保飞行器在强风干扰条件下的基本滑行能力，并为终端速度控制建立良好的基础，属于助推式滑行飞行器技术领域。解决了低速滑行飞行器主动段关机控制问题，实现了大干扰下飞行轨迹严重偏离标准航迹后，仍能通过合理的主动段能量关机控制，保证低速滑行飞行器的滑行能力。通过采用二阶分段拟合方程形式设计标准关机能量参数，可以适应大跨度的航程覆盖；通过简谐形式的能量补偿方程，可以满足不同航向下风干扰引起的滑行能量差异需求。
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公开(公告)号：CN106643710B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201611055564.0
申请日：2016-11-25
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Cx、Cy、Cz和气动力矩系数Cmx、Cmy、Cmz；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Cpi；根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力Pi。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。
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