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公开(公告)号：CN106908085B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
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：CN106250625B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201610619345.4
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
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106227968B
公开(公告)日：2017-08-11
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
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：CN106895854A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710229204.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种星光修正精度地面试验方法，包括如下步骤：通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；计算起飞后给定时间的姿态角理论值；星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值；计算星光修正误差：姿态测量值‑理论值；根据获得的修正值进行判定。与现有技术相比，本发明的地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，能够解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
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公开(公告)号：CN112270108B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/047 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112287560B
公开(公告)日：2023-07-04
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：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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公开(公告)号：CN112270108A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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公开(公告)号：CN106996778B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
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公开(公告)号：CN106892136B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710084248.4
申请日：2017-02-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，包括如下步骤：确认需要弹道重规划后，开始接收航天器状态信息；地面计算新目标轨道；上传新目标轨道参数；箭上收到目标轨道参数后，规划变轨策略；将规划变轨策略下传，如果地面测控系统认为点火时间和制导律不合理，则重新规划并再次发送上传参数，直至地面测控系统认为点火时间合理，并发送确认信息；开始变轨，进入新目标轨道。本发明实现消除基础级非致命故障带来的风险，保证有效载荷还能进入工作轨道；实现了故障状态下的最优目标轨道选取。
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