-
公开(公告)号：CN106909166A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710115354.4
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: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种升交点赤经参数的修正方法及装置。该方法包括：获取运载器的实际起飞时间，及所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数；计算所述实际起飞时间与预定起飞时间之间的时间偏差；将所述时间偏差进行限幅处理，以获取限幅后的时间偏差；根据所述限幅后的时间偏差，计算升交点赤经参数偏差量；根据所述升交点赤经参数偏差量，修正所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数。本发明解决了运载器延迟发射时，升交点赤经参数发生变化，运载器无法准确进入预定轨道的问题，实现了提高运载器飞行控制可靠性的效果。
-
公开(公告)号：CN112284186A
公开(公告)日：2021-01-29
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。
-
公开(公告)号：CN107797455B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201711099168.2
申请日：2017-11-09
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: 一种运载火箭伺服机构非线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始非线性归零时刻、非线性归零时刻，然后得到各个伺服机构的非线性归零时间以及对应的时间参数，最后根据各个伺服机构的时间参数计算得到对应的归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构非线性平滑归零。
-
公开(公告)号：CN107063244B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710245394.0
申请日：2017-04-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。
-
公开(公告)号：CN105841697B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201610177998.1
申请日：2016-03-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种多源惯性导航信息合理性判别方法，属于组合导航技术领域，具体涉及一种应用于惯性‑卫星组合导航技术领域，该方法能够在多套惯性导航信息解算单元配置情况下，对惯性导航信息的合理性进行判别和信息进行决策。本发明的方法通过对单拍数据进行有效性判别，以剔除出现故障的惯性解算单元发送的惯性导航信息，提高惯性导航信息的正确性；本发明的方法能够适应通信故障造成的惯性导航信息部分缺失现象，用通信正常的惯性导航信息进行组合导航计算，提高所使用的惯性导航信息的可靠性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107933965A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711100041.8
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻，然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间，最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构线性平滑归零。本发明实现方式简单，易于推广，通过伺服机构线性归零，可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差，为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件，可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制，具有很好的使用价值。
-
-
公开(公告)号：CN106909166B
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201710115354.4
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: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种升交点赤经参数的修正方法及装置。该方法包括：获取运载器的实际起飞时间，及所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数；计算所述实际起飞时间与预定起飞时间之间的时间偏差；将所述时间偏差进行限幅处理，以获取限幅后的时间偏差；根据所述限幅后的时间偏差，计算升交点赤经参数偏差量；根据所述升交点赤经参数偏差量，修正所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数。本发明解决了运载器延迟发射时，升交点赤经参数发生变化，运载器无法准确进入预定轨道的问题，实现了提高运载器飞行控制可靠性的效果。
-
公开(公告)号：CN106927063B
公开(公告)日：2019-10-18
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。
-
公开(公告)号：CN107933965B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201711100041.8
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻，然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间，最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构线性平滑归零。本发明实现方式简单，易于推广，通过伺服机构线性归零，可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差，为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件，可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制，具有很好的使用价值。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
38
records
(took 0.036 seconds)
