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公开(公告)号：CN105022403A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510236144.1
申请日：2015-05-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种滑翔飞行器的纵向轨迹控制增益的确定方法，包括：根据滑翔飞行器的纵向控制模型确定滑翔飞行器的简化高度控制模型 其中，x1＝h，x2＝V·Θ，h为滑翔飞行器的高度，为滑翔飞行器的高度变化率，V为速度，Θ为滑翔飞行器的弹道倾角，m为滑翔飞行器的质量，F为滑翔飞行器受到的气动力即控制量，和分别为x1和x2的一阶导数；根据简化高度控制模型，确定该简化高度控制模型的最优的控制量满足：其中，K＝[Kh KΘ]为最优的控制量，Kh为高度控制增益，KΘ为弹道倾角控制增益。本发明可快速设计高度控制的增益参数，有效降低设计复杂度，提高设计通用性，可直接用于滑翔飞行器纵向高度控制方案中。
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公开(公告)号：CN104978489A
公开(公告)日：2015-10-14
申请号：CN201510381694.2
申请日：2015-07-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法，包括：第一步,对飞行器初始飞行状态参数赋值；第二步,基于地理坐标运动模型，计算快速下压飞行弹道，并记录整个飞行过程中的最大铰链力矩最大过载以及终端速度Vf和终端倾角Θf；第三步,采用直接打靶法调整飞行器飞行攻角α，重复第一步、第二步计算快速下压飞行弹道，从中得到铰链力矩最小的标准弹道。该方法从弹道设计上为实现高超声速飞行器弹道、制导、姿控系统的一体化优化设计提供了一种技术途径，跟踪计算得到的最小铰链力矩弹道，可有效降低对伺服系统的指标要求，减小伺服系统重量，增加控制系统的设计余量，提升高超声速飞行器的整体性。
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公开(公告)号：CN104787361A
公开(公告)日：2015-07-22
申请号：CN201510154722.7
申请日：2015-04-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。
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公开(公告)号：CN118192192A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311837905.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B9/03
Abstract: 一种非对称异构冗余控制系统，采用串行总线进行集成设计，规划三冗余总线实现主控设备与测量设备、执行设备的信息交互，包括执行设备、测量设备、主控设备、数据总线，通过主控设备负责系统管理，根据测量设备获取的测量信息，依据自身信息解算与控制算法生成执行设备的控制指令，确保火箭按照预定姿态与轨迹飞行；通过测量设备、执行设备实现测量信息采集及对应飞行器设备控制。
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公开(公告)号：CN105843232B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610217768.3
申请日：2016-04-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/06
Abstract: 本发明公开了一种飞行器滑翔减速控制方法，该方法包括：根据制导系统给出的指令速度Vcx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度Vd的差值，判断是否需要进行减速控制；当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α0；计算得到需要耗散掉的速度ΔV；计算得到减速需用攻角αn；计算得到减速控制附加的制导力根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。通过使用本发明所提供的方法，可以实现对飞行器的精确的速度控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106017218A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610331421.1
申请日：2016-05-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: F41G3/22 , G05D1/0825
Abstract: 本发明提供一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置，涉及飞行器控制应用技术领域，用于解决由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低的问题。该方法包括获取飞行器的加速度平滑值；根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力，获取基本攻角指令；根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令；根据所述基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令。上述方案，能在有风条件下通过对飞行器制导输出的攻角指令进行补偿，克服了风对飞行器制导的干扰问题，从而达到了提高制导精度的目的。
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公开(公告)号：CN105843232A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610217768.3
申请日：2016-04-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/06
CPC classification number: G05D1/0676
Abstract: 本发明公开了一种飞行器滑翔减速控制方法，该方法包括：根据制导系统给出的指令速度Vcx与导航系统获取的飞行器当前相对地球运动速度Vd的差值，判断是否需要进行减速控制；当需要进行减速控制时，计算得到基本需用攻角α0；计算得到需要耗散掉的速度ΔV；计算得到减速需用攻角αn；计算得到减速控制附加的制导力根据计算得到的减速控制附加的制导力，对飞行器进行减速控制。通过使用本发明所提供的方法，可以实现对飞行器的精确的速度控制。
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公开(公告)号：CN104809271B
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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公开(公告)号：CN105022403B
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201510236144.1
申请日：2015-05-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种滑翔飞行器的纵向轨迹控制增益的确定方法，包括：根据滑翔飞行器的纵向控制模型确定滑翔飞行器的简化高度控制模型其中，x1＝h，x2＝V·Θ，h为滑翔飞行器的高度，为滑翔飞行器的高度变化率，V为速度，Θ为滑翔飞行器的弹道倾角，m为滑翔飞行器的质量，F为滑翔飞行器受到的气动力即控制量，和分别为x1和x2的一阶导数；根据简化高度控制模型，确定该简化高度控制模型的最优的控制量满足：其中，K＝[Kh KΘ]为最优的控制量，Kh为高度控制增益，KΘ为弹道倾角控制增益。本发明可快速设计高度控制的增益参数，有效降低设计复杂度，提高设计通用性，可直接用于滑翔飞行器纵向高度控制方案中。
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公开(公告)号：CN104809271A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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