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公开(公告)号：CN111881514A
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN202010685639.3
申请日：2020-07-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种发动机故障状态下的制导重构方法，包括如下步骤：(1)火箭升交点经度精度余量计算，得出升交点经度偏差ΔΩ；(2)若 其中 为升交点经度精度指标，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；(3)计算约束时间 其中k为安全余量系数，转入步骤(4)；(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构，将飞行段最长飞行时间txd修正为t′xd。本发明利用升交点经度的精度余量计算约束时间，从而进行制导重构，既保证了升交点经度指标满足任务要求，又最大程度让火箭尽可能的接近或达到目标轨道。
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公开(公告)号：CN115857325A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211228907.4
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于多项式弹道的能量管理制导方法、存储介质，解决了为实现较大射程范围需求导致速度、高度超出约束的问题，属于飞行器制导与控制领域。技术方案包括：获得运动学方程下的高度三阶导数和侧向位移三阶导数；将飞行器的高度和侧向位移分别利用时间的五阶多项式进行描述；确定飞行器高度及侧向位移的所有边界约束，确定两个五阶多项式中的多项式系数，然后对两个五阶多项式求三阶导数；获得控制量攻角变化率和侧滑角变化率，进而获得每个制导周期的攻角和侧滑角，用于制导控制。本发明可增强控制系统的鲁棒性并满足快速规划的实施性需求。
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公开(公告)号：CN115407664A
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202211357268.1
申请日：2022-11-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于神经网络训练的非程序制导方法，属于飞行器制导与控制领域。首先生成包括最优制导指令和最优初始协态的样本；建立神经网络，以最优制导指令与最优初始协态作为神经网络输出，对神经网络进行训练；实际飞行过程中，以当前扰动状态量和拉偏状态量作为神经网络输入，实时产生初始协态和制导指令；基于初始协态，进行弹道规划求解，判断求解结果在1s内是否能够收敛，如果能收敛，则采用初始协态产生的最优制导指令进行制导；如果不能收敛，则采用制导指令进行制导。本发明解决现有弹道规划方法实时性不足、收敛性不足、无法应对复杂非凸在线弹道规划等问题，既能实现制导指令实时生成又能满足终端约束的高精度要求，保证终端精度。
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公开(公告)号：CN112389680B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011274993.3
申请日：2020-11-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种适用于箭体子级落区的偏差控制方法，通过导引控制，实现提高箭体子级落区控制精度的目的。本发明基于摄动制导的理论依据，不更改箭上硬件产品，考虑大风区对制导控制时间的限制、火箭稳定性对制导控制能力的限制和直接切导引对箭体稳定性影响等约束条件，在一级飞行段增加制导控制后，横法向过载等与箭体载荷有关的主要特征参数变化在允许范围内，大大减小了一二级分离点参数偏差，有效减小了分离点姿态变化对落区精度的影响，实现了提高箭体子级落区控制精度的目的。
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公开(公告)号：CN112389680A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011274993.3
申请日：2020-11-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种适用于箭体子级落区的偏差控制方法，通过导引控制，实现提高箭体子级落区控制精度的目的。本发明基于摄动制导的理论依据，不更改箭上硬件产品，考虑大风区对制导控制时间的限制、火箭稳定性对制导控制能力的限制和直接切导引对箭体稳定性影响等约束条件，在一级飞行段增加制导控制后，横法向过载等与箭体载荷有关的主要特征参数变化在允许范围内，大大减小了一二级分离点参数偏差，有效减小了分离点姿态变化对落区精度的影响，实现了提高箭体子级落区控制精度的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112327916A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011256997.9
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本申请公开了一种制导重构方法、装置及存储介质，用于在飞行过程中小推力发动机出现推力下降故障后，在有时间约束情况下的制导重构。本申请公开的制导重构方法包括：确定是否发生发动机推力下降故障；若发生发动机推力下降故障，则判断是否满足制导重构的第一条件；若满足制导重构的第一条件，则进行制导重构。本申请还提供了一种制导重构装置及存储介质。
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公开(公告)号：CN111666672A
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN202010483267.6
申请日：2020-06-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64G1/24 , G06F119/14
Abstract: 一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法，包括如下步骤：(1)计算发动机轴向推力剩余程度D；(2)对发动机轴向推力剩余程度D进行故障严重程度分级评判；(3)剩余飞行时间ts预测计算；(4)理论剩余飞行时间tsl计算；(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较。本发明针对小推力发动机，利用一定时间段内的关机量信息进行能力评估，消除了量化误差、惯组工具误差等干扰对能力评估的影响，提高了评估的准确度。
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公开(公告)号：CN117826593A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311812260.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，包括：根据理论参数，计算得到发动机理论过载；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据发动机理论过载和视加速度估计值，计算得到迭代制导自适应阻尼系数；根据迭代制导自适应阻尼系数，计算得到迭代制导用三级二次工作时间；根据迭代制导用三级二次工作时间进行迭代制导控制。本发明所述的适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，解决了三级二次小推力情况下的迭代制导发散问题。
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公开(公告)号：CN111666672B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202010483267.6
申请日：2020-06-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64G1/24 , G06F119/14
Abstract: 一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法，包括如下步骤：(1)计算发动机轴向推力剩余程度D；(2)对发动机轴向推力剩余程度D进行故障严重程度分级评判；(3)剩余飞行时间ts预测计算；(4)理论剩余飞行时间tsl计算；(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较。本发明针对小推力发动机，利用一定时间段内的关机量信息进行能力评估，消除了量化误差、惯组工具误差等干扰对能力评估的影响，提高了评估的准确度。
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公开(公告)号：CN115857325B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211228907.4
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于多项式弹道的能量管理制导方法、存储介质，解决了为实现较大射程范围需求导致速度、高度超出约束的问题，属于飞行器制导与控制领域。技术方案包括：获得运动学方程下的高度三阶导数和侧向位移三阶导数；将飞行器的高度和侧向位移分别利用时间的五阶多项式进行描述；确定飞行器高度及侧向位移的所有边界约束，确定两个五阶多项式中的多项式系数，然后对两个五阶多项式求三阶导数；获得控制量攻角变化率和侧滑角变化率，进而获得每个制导周期的攻角和侧滑角，用于制导控制。本发明可增强控制系统的鲁棒性并满足快速规划的实施性需求。
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