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公开(公告)号：CN104898678A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510144980.7
申请日：2015-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，以根据卫星导航接收机测量的信息计算出的轨道参数为基准，分别与主惯组和从惯组计算的轨道参数进行做差比较，判断差值是否在一致性门限内，一致性门限设置为火箭入轨精度指标要求，从而判别主惯组或从惯组是否满足入轨精度要求，即判别是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。本发明采用轨道参数进行故障诊断，将入轨精度引入冗余诊断的门限设计，可以直接反映火箭入轨精度的满足程度，使用满足精度要求的惯性器件进行飞行控制，整个冗余方法简单、明了、可靠，并能保证火箭准确入轨。
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公开(公告)号：CN112287560A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011262143.1
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种用于火箭在线轨迹规划的求解器设计方法，是一种基于火箭轨迹规划问题的求解器设计方法，属航天制导控制技术领域。本发明设计了针对火箭轨迹规划的凸优化求解方法，进一步提升了求解速度，能够满足火箭在线轨迹规划问题对求解实时性的需求。本发明设计的显式编码技术，将凸优化求解过程中的一些复杂数学计算过程进行离线显式编码，再重新搭载到嵌入式平台上，能够进一步提高火箭轨迹规划问题的求解速度，满足在线规划对实时性的需求。
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公开(公告)号：CN107101649B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201710376506.6
申请日：2017-05-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法在轨、实时地标定出制导工具的误差系数，对制导工具误差进行补偿。本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。
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公开(公告)号：CN106908085A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: G01C25/00 , G01C21/025
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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公开(公告)号：CN104898678B
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201510144980.7
申请日：2015-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，以根据卫星导航接收机测量的信息计算出的轨道参数为基准，分别与主惯组和从惯组计算的轨道参数进行做差比较，判断差值是否在一致性门限内，一致性门限设置为火箭入轨精度指标要求，从而判别主惯组或从惯组是否满足入轨精度要求，即判别是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。本发明采用轨道参数进行故障诊断，将入轨精度引入冗余诊断的门限设计，可以直接反映火箭入轨精度的满足程度，使用满足精度要求的惯性器件进行飞行控制，整个冗余方法简单、明了、可靠，并能保证火箭准确入轨。
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Patent Agency Ranking
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：CN104764464A
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201510146139.1
申请日：2015-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种利用全量信息进行飞行器冗余诊断的方法，以卫星导航接收机测量的速度全量信息为基准，分别与主惯组和从惯组测量的速度全量信息进行一致性比较，根据比较的结果，判别主惯组或从惯组是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。该方案首先利用了卫星导航信息具有高精度的特点，可作为评判低精度信息的基准，其次利用了卫星导航信息实时测量实时更新的特点，即便某一次因环境等因素造成测量误差偏大也不会带入后续的全量信息，避免了误判，最后使用了全量信息进行诊断，弥补了使用增量信息造成的漏判，显著提高系统的故障识别能力，从而显著提高飞行可靠性和发射成功率。
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公开(公告)号：CN112580188B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202011262129.1
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及动力故障状态下的一种运载火箭圆轨道的在线规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够在动力故障下，构建圆轨道凸规划模型，自主在线规划圆形停泊轨道，完成自救，减少经济损失和降低安全风险；提出了圆轨道入轨约束凸化方法；本发明设计的圆轨道应急规划方法，能够采用成熟的原始‑对偶内点法，完成轨迹规划问题的快速求解，并能够保证方法的收敛性，确保能够在线求解，不依赖地面人员辅助。
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公开(公告)号：CN115309059A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202211236421.5
申请日：2022-10-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种考虑引力补偿的直接制导方法，属于飞行器制导与控制领域。首先建立火箭飞行动力学模型，然后计算平均俯仰程序角及平均偏航程序角，利用迭代制导方法，获得最优俯仰角指令和最优偏航角指令；制导飞行，将飞行轨迹离散为N个点，通过数值积分计算目标点位置和速度；进行数值积分，求解得到引力加速度引起的速度增量和位置增量，重复计算，直到某次计算得到的引力加速度引起的速度增量和位置增量与前一次计算得到的相应增量差值小于阈值，认为收敛，得到引力补偿后的实时俯仰角指令和偏航角指令。本发明解决了现有迭代制导和闭路制导方案的不足，考虑了引力补偿，得到的制导指令更接近真实的最优制导指令，提高了制导精度，任务适应性更强。
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公开(公告)号：CN112580188A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011262129.1
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及动力故障状态下的一种运载火箭圆轨道的在线规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够在动力故障下，构建圆轨道凸规划模型，自主在线规划圆形停泊轨道，完成自救，减少经济损失和降低安全风险；提出了圆轨道入轨约束凸化方法；本发明设计的圆轨道应急规划方法，能够采用成熟的原始‑对偶内点法，完成轨迹规划问题的快速求解，并能够保证方法的收敛性，确保能够在线求解，不依赖地面人员辅助。
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