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公开(公告)号：CN114413691A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111594743.2
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本申请提供一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，该方法估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本申请提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
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公开(公告)号：CN112325710A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011018922.7
申请日：2020-09-24
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大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；步骤2、确定非线性调节时间t1；步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。
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公开(公告)号：CN102901977B
公开(公告)日：2014-07-02
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102927995A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210409207.5
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
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法，所述五个陀螺仪包括三个正交安装的陀螺仪Wx、Wy、Wz，和两个斜置的陀螺仪Ws、Wt；五个陀螺仪安装在一个本体结构内；所述一致性故障诊断方法步骤如下：构建五个角速度一致性故障判别公式；获得五个陀螺仪输出的角速度增量(α=x、y、z、s、t),在滚动累加周期Δt3内进行滚动累加，得到角速度增量累加值；将角速度增量累加值代入上述五个公式，判断五个公式是否成立；并根据判断结果获得故障诊断结果。本发明的故障诊断方法既能够降低成本，又不损失导航精度和可靠性，并且能够提供无故障的角速度增量，用于导航计算。
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公开(公告)号：CN112945277B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202110178528.8
申请日：2021-02-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种在陀螺双五表配置下的故障判别方法，所述方法包括以下步骤：S1:在所述第一惯组和所述第二惯组内，分别进行故障表一致性检测，并执行故障表隔离操作；S2:判断所述第一惯组和所述第二惯组内是否存在陀螺出现二度故障的惯组；S3:若存在陀螺出现二度故障的惯组，则执行惯组间的陀螺故障判别和定位方法，检测所述陀螺出现二度故障的惯组的对应正交表是否故障。本发明能够有效利用冗余信息，满足二度及二度以上单表级故障的情况下可靠工作的需求，最大限度地对故障进行检出，同时避免误判和漏判的发生。
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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：CN114396837A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111595037.X
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本申请的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
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公开(公告)号：CN102927995B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210409207.5
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
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法，所述五个陀螺仪包括三个正交安装的陀螺仪Wx、Wy、Wz，和两个斜置的陀螺仪Ws、Wt；五个陀螺仪安装在一个本体结构内；所述一致性故障诊断方法步骤如下：构建五个角速度一致性故障判别公式；获得五个陀螺仪输出的角速度增量(α=x、y、z、s、t),在滚动累加周期Δt3内进行滚动累加，得到角速度增量累加值；将角速度增量累加值代入上述五个公式，判断五个公式是否成立；并根据判断结果获得故障诊断结果。本发明的故障诊断方法既能够降低成本，又不损失导航精度和可靠性，并且能够提供无故障的角速度增量，用于导航计算。
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