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公开(公告)号：CN112284186B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202011017210.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。本发明主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
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公开(公告)号：CN112550768A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011471316.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。本发明提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本发明解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN112363518A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011018944.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
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公开(公告)号：CN106997053B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710103365.0
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：将三套捷联惯性组件，分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，判断捷联惯性组件的一致性。本发明在振动环境中，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。
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公开(公告)号：CN106997053A
公开(公告)日：2017-08-01
申请号：CN201710103365.0
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：将三套捷联惯性组件，分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，判断捷联惯性组件的一致性。本发明在振动环境中，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106927063A
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201710115352.5
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种惯组输出数据的模拟方法及装置。该方法包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。本发明实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。
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公开(公告)号：CN104764463B
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201510121900.6
申请日：2015-03-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法，在惯性平台结束了调平瞄准后，令其进入断调平状态，通过此种状态下惯性平台在一段时间内的测量信息来计算惯性平台相对当地的实时姿态，再结合断调平后的时间差将台体姿态推算至调平瞄准结束时刻，进而实现了通过自身测量值来检验惯性平台本次调平瞄准误差的方法，具有操作简单，能够实现精确的调平瞄准误差检测的优点。
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公开(公告)号：CN105893663A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201610192259.X
申请日：2016-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5086
Abstract: 一种三捷联惯组非量化动态阈值区间估计方法。具体方案为：1)将通过蒙特卡洛打靶方法生成带有三捷联惯组误差模型的弹道数据作为样本数据；2)对样本数据进行正态分布检验，若样本数据服从正态分布，进入步骤3)；否则表明样本数据不服从正态分布；退出本方法；3)进行阈值置信区间估计。本发明与传统方法相比，可以更精确地实现正态分布验证，使阈值设计更加合理，可以快速完成阈值置信区间估计，提高模拟飞行效率。
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公开(公告)号：CN120043406A
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202411928277.0
申请日：2024-12-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于预报风场的在线实时风修攻角计算方法，在飞行过程中，根据飞行器的飞行高度，得到实时风场信息，包括风速、风向，计算得到风矢量在发射坐标系的投影；通过飞行器上导航信息得到飞行器本体速度，基于飞行器本体速度和风矢量在发射坐标系的投影，得到发射坐标系空速矢量和空速大小，从而得到载荷攻角和侧滑角。本发明将运载火箭传统的基于风场的离线计算攻角的模式转化为飞行中结合导航信息在线实时计算模式，是一种创新的、实用的、效果明显的工程设计方法。
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公开(公告)号：CN119929183A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411917032.8
申请日：2024-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种发射地火转移轨道的全窗口自适应制导方法，包括：根据发射时间规划基于二次曲线的迭代制导目标轨道，得出轨道根数；预估火箭飞行的最后一个主动段的关机时间，根据地球自转角速度和所述关机时间对受飞行时间影响的目标轨道根数进行修正；根据发射时间建立迭代制导初值，结合目标轨道根数，采用单级迭代制导方法，在火箭飞行的最后一个主动段，在每个制导周期进行迭代制导计算以更新程序角；根据发射时间，更新最后一个主动段的关机量，用于结束主动段飞行。本发明实现了对主动段制导方法的自适应调整，实现对发射时间偏差的修正，达到了全窗口内高精度入轨的目的。
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