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公开(公告)号：CN101738499A
公开(公告)日：2010-06-16
申请号：CN200910243093.X
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法，步骤如下：第一步，构建加速度表视加速度一致性判别的五个公式；第二步，根据惯性测量器件的测量误差，设定AX表、AY表、AZ表、AS表的一致性故障门限；第三步，对八只加速度表输出的脉冲转换为视速度增量；第四步，将八个加速度表的视速度增量，进行滚动累加；第五步，将第四步的结果代入上式进行计算，并按照视加速度一致性故障判别定位表进行判别定位，得到八个加速度表的故障判别定位情况，并对每个加速度表的连续故障次数进行计数；第六步，对连续故障次数超过切除门限的加速度表进行切除；第七步，将切除后剩余的无故障加速度表的视速度增量取平均值，作为箭体视速度增量，用于导航计算。
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公开(公告)号：CN101672657A
公开(公告)日：2010-03-17
申请号：CN200910093742.2
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 基于多余度惯性测量信息的故障判断方法，所述的多余度用N表示，N≥3，方法步骤如下：(1)对N路惯性测量器件当前周期输出的脉冲转换为N路物理量信息Txi，i＝1、2…N；(2)将物理量信息Txi与Txj进行求差，并将得到的差值与预设的门限ε x 进行比较，若差值超过预设的门限ε x ，则设标志Δθ ij 为1，否则Δθ ij 为0；i＝1、2…N，j＝1、2…N且j≠i；(3)将与第i路有关的所有标志Δθ ij 相加得到F Txi ，若F Txi 大于等于预设的阈值M，并且不等于F Tx1 、F Tx2 、…F TxN 中的最小值，则表明第i路物理量信息Txi存在错误，即第i路惯性测量器件有故障；否则，则认为第i路惯性测量器件无故障；所述的预设的阈值M取值范围2～N-1；(4)等待N路惯性测量器件下一周期的输出脉冲，从步骤(1)循环执行。
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公开(公告)号：CN119933898A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411984165.7
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于利用系统质量输出的智能关机方法，包括：获得利用系统剩余推进剂质量输出、推进剂不可用质量、推进剂秒耗量和抬升远地点关机时间；计算剩余推进剂中燃烧剂和氧化剂的预测可工作时间，得到剩余推进剂的预测可工作时间；比较剩余推进剂的预测可工作时间与抬升远地点关机时间，判断液体火箭是否能够飞行到抬升的远地点；根据判断结果，选取抬升远地点对应半长轴或者标准远地点对应半长轴执行关机控制。本发明通过切换卫星入轨目标轨道，以抬高卫星远地点，减少卫星变轨带来的推进剂消耗量，提高了卫星在轨寿命，提高了剩余推进剂的利用率。
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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：CN109375515B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811479208.0
申请日：2018-12-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的动力学特性在线辨识方法，将发动机响应特性近似为二阶环节，并用纵向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识发动机参数，实时更新发动机工作特性，提升了在线轨迹规划模型的精度。本发明将受环境影响严重的姿态响应特性和风干扰因素描述成二阶传递函数形式，并用横侧向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识对应的响应参数，在线轨迹规划时考虑响应特性和干扰的影响，提升控制的精度和鲁棒性。
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Patent Agency Ranking
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：CN102901977B
公开(公告)日：2014-07-02
申请号：CN201210413789.4
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器的初始姿态角的确定方法，根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角和偏航姿态角ψ；通过双轴地磁传感器获得地磁信息My1和Mz1；根据如下公式计算滚动姿态角γ；其中，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。本发明的方法成本低、方法简单、精度高。能够实现小型飞行器的空中姿态测量。
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公开(公告)号：CN102927995A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210409207.5
申请日：2012-10-24
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
Abstract: 本发明公开了一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法，所述五个陀螺仪包括三个正交安装的陀螺仪Wx、Wy、Wz，和两个斜置的陀螺仪Ws、Wt；五个陀螺仪安装在一个本体结构内；所述一致性故障诊断方法步骤如下：构建五个角速度一致性故障判别公式；获得五个陀螺仪输出的角速度增量(α=x、y、z、s、t),在滚动累加周期Δt3内进行滚动累加，得到角速度增量累加值；将角速度增量累加值代入上述五个公式，判断五个公式是否成立；并根据判断结果获得故障诊断结果。本发明的故障诊断方法既能够降低成本，又不损失导航精度和可靠性，并且能够提供无故障的角速度增量，用于导航计算。
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公开(公告)号：CN101694364A
公开(公告)日：2010-04-14
申请号：CN200910093741.8
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 摄动制导与迭代制导的快速转换方法，步骤如下：(1)在进入迭代制导后的第一个周期t0时刻，根据地面理论弹道确定摄动制导输出的程序角并同时计算迭代制导输出的程序角(2)根据所述的摄动制导输出的程序角和迭代制导输出的程序角计算需要转动的程序角和允许转动的最大角加速度amax，并确定转动过程需要的时间Δt；所述的需要转动的程序角(3)根据步骤(2)的结果，计算t～t+Δt时间内的程序角利用该程序角进行控制，实现摄动制导与迭代制导的快速转换；本发明克服现有技术的不足，能够使制导律切换过程中的姿态快速、平稳过渡。
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公开(公告)号：CN114280934B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202111534972.5
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
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