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公开(公告)号：CN112416019B
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202011378767.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种起飞时刻偏差补偿方法，包括：判断起飞时间偏差是否大于门限值；计算滑行段飞行时间修正量和升交点经度时间修正量；计算新的滑行段飞行时间；计算新的入轨点升交点经度；将所述滑行段飞行时间和所述入轨点升交点经度作为制导初始化参数。本发明能够容忍更大的起飞时间偏差，提高对零窗口发射的适应能力。
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公开(公告)号：CN112415913A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011228029.7
申请日：2020-11-06
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本申请公开了一种仿真软件管理方法、装置及存储介质，用于解决包括全部特征信息的六自由度仿真程序编写和管理的协调问题。本申请公开的仿真软件管理方法包括：确定仿真软件的结构和模块，确定所述模块的责任专业；根据所述结构和模块，确定所述模块之间的接口；将整个任务划分为多个里程碑节点；根据所述里程碑节点编写软件，形成接口配置文件。本申请还提供了一种仿真软件管理装置及存储介质。
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公开(公告)号：CN112810834B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202011542965.5
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，步骤包括：确定模拟飞行初始参数；获取初始时刻测试地点导航初始参数；通过推力曲线模拟轨道飞行；根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制。本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠。
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公开(公告)号：CN112416019A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011378767.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种起飞时刻偏差补偿方法，包括：判断起飞时间偏差是否大于门限值；计算滑行段飞行时间修正量和升交点经度时间修正量；计算新的滑行段飞行时间；计算新的入轨点升交点经度；将所述滑行段飞行时间和所述入轨点升交点经度作为制导初始化参数。本发明能够容忍更大的起飞时间偏差，提高对零窗口发射的适应能力。
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