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公开(公告)号：CN106643710A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611055564.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法。该方法具体包括：根据导航计算获得导航参数，包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ；根据所述导航参数计算获得气动力系数Cx、Cy、Cz和气动力矩系数Cmx、Cmy、Cmz；根据所述导航参数和所述气动力系数计算预示飞行器的视加速度a；根据所述导航参数和所述气动力矩系数计算预示飞行器的角加速度根据所述导航参数计算各个测压孔压力系数Cpi；根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力Pi。该方法基于飞行器动力学模型，实现了对视加速度、角加速度及飞行器各个测压孔的压力的预示，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。
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公开(公告)号：CN106568464A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610999418.7
申请日：2016-11-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/20
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
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公开(公告)号：CN108600621B
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN201810332499.4
申请日：2018-04-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种解决屏幕弹窗过快而无法捕捉的方法，涉及计算机视觉及工业自动化技术领域；包括如下步骤：步骤(一)、摄像头实时对显示屏幕拍照，并将照片储存于控制主机；步骤(二)、控制主机对最后储存的两张图片进行判断，判断图片中是否有弹窗；步骤(三)、驱动执行机构执行按钮操作，完成任务操作需求；步骤(四)、在弹窗按钮操作结束瞬间，控制主机控制摄像头对显示屏幕拍照；步骤(五)、执行机构继续进行按钮操作，直至完成任务操作需求；本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种解决屏幕弹窗过快而无法捕捉的方法，选择系统子块驱动的来实现这一背景操作，效果良好，能达到视觉系统始终捕捉到屏幕中的弹窗信息。
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公开(公告)号：CN106705996B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201611061742.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。
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公开(公告)号：CN109614998A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811445955.2
申请日：2018-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 基于深度学习的陆标数据库制备方法，首先确定基本数据源，然后根据大气辐射、天气、光照，对基本数据源进行图像数据扩充与仿真建模，并筛选特征稳定的备选陆标，最后制备陆标特征数据库，其中，一级特征由深度卷积神经网络提取，二级特征由SIFT算法提取，并将每一图像中心与对应的位置坐标相关联。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117851111A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311864459.1
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F11/10
Abstract: 本发明公开了一种基于分块校验的嵌入式系统内存检错和定位方法，包括：S1、对目标内存区域进行校验，得到校验区域和校验结果；S2、若所述校验结果存在异常，则根据通信参数将校验区域分为若干待校验块；S3、对所述待校验块进行分块校验和逐级校验，得到出错区域；S4、判断出错区域与通信能力是否匹配，若否，则将出错区域作为待校验块，重复步骤S3，否则进入步骤S5；S5、对所述出错区域的数据进行下载；S6、对下载后的数据进行逐字节比对，找出错误字节和对应内存地址，实现系统内存检错和定位。
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公开(公告)号：CN106021679B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610319674.7
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T10/82
Abstract: 本发明公开了一种末端机动小过载制导指令的奇异处理方法，该方法包括：根据预设的末端机动段制导律和方案，计算得到纵向制导力Fycx和横向制导力Fzcx；对制导力进行奇异处理：如果Fycx
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公开(公告)号：CN105867403A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610331527.1
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: G05D1/0816 , G05D1/101
Abstract: 公开了一种使飞行器满足强姿态约束条件的方法，所述方法包括：获取当地俯仰角φ与当地滚转角γd的约束条件；根据当地俯仰角φ的约束条件确定攻角指令的限幅策略；根据当地滚转角γd的约束条件确定倾侧角指令的限幅策略。本发明通过对制导指令中的攻角、倾侧角进行直接限幅，从而间接保证飞行器在飞行过程中能够满足强姿态约束条件。本发明的方法简单、实用，具有很好的应用效果。
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公开(公告)号：CN105867399A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610244398.2
申请日：2016-04-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: G05D1/0825 , G05D1/042 , G05D1/105 , G05D13/62
Abstract: 本发明公开了一种确定多状态跟踪制导参数的方法，该方法包括：建立飞行器再入飞行过程的多状态运动模型，并对所述多状态运动模型进行小偏差线性化处理，得到处理后的线性化方程；基于所述线性化方程，得到制导方程；基于线性二次调节器LQR，设计LQR跟踪控制器，得到相应的反馈控制律；根据多状态跟踪要求，选取控制器加权矩阵；根据所述控制器加权矩阵和制导方程，计算得到制导参数。通过使用本发明所提供的方法，可以根据所确定的制导参数实现对多个状态量的跟踪控制，降低多个状态量跟踪时的相互影响。
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公开(公告)号：CN105022858A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510232841.X
申请日：2015-05-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请公开了一种确定滑翔飞行器阻力加速度走廊边界的方法，包括：将三次样条插值函数S(x)的二阶导数S″(x)表示为每个插值区间上的线性函数，对其进行二次积分得到三次样条插值函数S(x)的表达式；对三次样条插值函数S(x)求导，根据插值节点处一阶导数连续的特点建立相邻节点处二阶导数的关系式；根据三种不同的边界条件，分别导出端点方程，进而建立关于三次样条插值函数S(x)在每个节点二阶导数值Mj(j＝0,1,...,n)的线性方程组，对所述线性方程组进行求解以得到三次样条插值函数S(x)的表达式作为插值结果。
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