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公开(公告)号：CN106227968A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
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: G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106200664A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610695170.5
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。
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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：CN115993076A
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202211541142.X
申请日：2022-12-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法，包括获取迭代程序角、期望终端程序角以及估计的火箭剩余飞行时间；根据迭代程序角和期望终端程序角判断是否需要对终端程序角进行调整；根据估计的火箭剩余飞行时间判断火箭所处的时间阶段；计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量；计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；根据第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量；根据迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角；根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线，以满足稳定性。
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公开(公告)号：CN106908085B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括步骤：给定需要控制的测星指向程序角和时间，试验地点纬度、射向，已知转台的框架结构方式和坐标系定义，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角；已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵；计算转台三框控制角度。过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106250625B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
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
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106066648B
公开(公告)日：2017-09-26
申请号：CN201610695140.4
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根据α(t)的范围进一步得到及根据调姿总时间T和参数α(t)计算参数从而计算得到t时刻在线规划的程序四元数。本发明针对调姿目标姿态随时间变化，且目标姿态时变过程中调姿范围可由小于180度变为大于180度的情形，提供了一种普适性强、易于软件实现的飞行器调姿程序四元数在线规划方法，该方法可保证调姿空间角度为最小，调姿过程平滑连续，实现原理清楚，且简单可靠，算法复杂度低、易于软件实现。
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公开(公告)号：CN106227968B
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
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
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106895854A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710229204.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种星光修正精度地面试验方法，包括如下步骤：通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；计算起飞后给定时间的姿态角理论值；星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值；计算星光修正误差：姿态测量值‑理论值；根据获得的修正值进行判定。与现有技术相比，本发明的地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，能够解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
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公开(公告)号：CN119958390A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411928285.5
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高效减载控制方法，首先获取箭上实时解算的载荷攻角和侧滑角；对载荷攻角和侧滑角进行限幅处理，进行增益控制网络计算后，生成攻角控制指令，姿控系统结合减载需求和制导纠偏能力，在载荷敏感区实施直接攻角控制；生成俯仰和偏航反馈控制指令，实施主动减载控制，补偿攻角控制产生的误差。本发明这种在线主动、被动减载方式涵盖了飞行时真实存在的偏差或干扰影响，产生的减载指令与实际飞行的匹配性更优，通用性好，易实现，具有更好的减载效果。
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