公开(公告)号：CN114239256A

公开(公告)日：2022-03-25

申请号：CN202111498584.6

申请日：2021-12-09

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 王聪 ,  宋征宇 ,  巩庆海 ,  吕新广 ,  何勇 ,  胡海峰

IPC: G06F30/20 ,  F42B15/00 ,  G06F111/04 ,  G06F119/14

Abstract: 本申请提供一种可重复使用火箭全程轨迹优化问题描述方法，该方法，包括：将可重复使用火箭全程分为上升段和着陆段；分别确定上升段和着陆段的运动方程和约束条件；确定目标函数；基于目标函数、各阶段的运动方程和约束条件对可重复使用火箭全程轨迹进行优化。本申请提供的方法将可重复使用火箭全程分为上升段和着陆段，根据上升段和着陆段的运动方程和约束条件、目标函数进行优化，降低了可重复使用火箭优化问题维数，解决了可重复使用火箭分离后需在同一时刻考虑两种运动方程的优化问题。

公开(公告)号：CN112859892A

公开(公告)日：2021-05-28

申请号：CN202011455174.9

申请日：2020-12-10

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 王光辉 ,  冯昊 ,  邹军 ,  吕新广 ,  宋张弛 ,  吕建强 ,  徐帆

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明提供了一种基于典型特征信息的动态过程稳定控制方法，该方法根据预先设计确定校正网络切换时间，在每个周期内判断是否进行网络切换，并提取当前控制周期与输入相关的特征信息，用提取的输入特征信息和输出特征信息，分别对切换后的校正网络进行初始化，利用输入特征信息对需切换的网络中所有与输入相关的变量进行初始化；利用输出特征信息对需切换的网络中所有与输出相关的变量进行初始化；在初始化完成的基础上，计算网络切换当前周期的输出量。本发明简单清晰，易于实现，不需要增加任何硬件设备，可消除动态过程中由于校正网络切换带来的控制指令跳变，本发明提高了飞行器姿控系统设计稳定性和可靠性。

公开(公告)号：CN112781614A

公开(公告)日：2021-05-11

申请号：CN202011539357.9

申请日：2020-12-23

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 徐帆 ,  吕建强 ,  吕新广 ,  冯昊 ,  王光辉

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明涉及一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法，步骤包括：主从惯组方位差测量；进行主从惯组数据采集；通过主从惯组测量得到不水平度，采用主从惯组测量的加速度计输出数据分别计算主从惯组的不水平度，获得从惯组相对于主惯组的不水平度差；计算从惯组相对于主惯组基准转换矩阵，进而得到从惯组的安装误差补偿矩阵；通过从惯组相对于主惯组基准转换矩阵可将从惯组导航基准与主惯组统一，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度,完成火箭双捷联惯组基准一致补偿。本发明通过获得从惯组相对于主惯组的不水平度差和方位差，用于计算从惯组安装误差补偿矩阵，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度。

公开(公告)号：CN112380728A

公开(公告)日：2021-02-19

申请号：CN202011378765.0

申请日：2020-11-30

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 徐帆 ,  吕建强 ,  吕新广 ,  冯昊 ,  孙海峰 ,  王光辉

IPC: G06F30/20 ,  F02K9/60 ,  B64G1/40 ,  G06F119/12

Abstract: 本发明公开了一种发动机预冷时间预估方法和系统，该方法包括：根据标准轨道信息，确定理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)；根据确定的理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻对应的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)，通过制导计算得到本级关机时间Tk2′；计算得到本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值；根据计算得到的本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值，确定实际发动机预冷时间Tkyl。本发明可以预估出发动机预冷时间，算法实时计算自适应性强。

公开(公告)号：CN102930164B

公开(公告)日：2015-07-08

申请号：CN201210433765.5

申请日：2012-10-31

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 崔宇 ,  刘俊阳 ,  巩庆海 ,  宋征宇 ,  吕新广 ,  邹茜薇 ,  李新明

IPC: G06F19/00

Abstract: 一种飞行器控制数据的转换方法，利用模板控制文件从控制数据文本文件中获取控制参数；对读取的各时间点的弹道程序角进行分析和扩展生成处理后的弹道程序角数据；根据读取的各时间点的导航参数和导引常系数计算各时间点所对应的弹道导引变系数，对各时间点所对应的弹道导引变系数进行分析和扩展生成处理后的弹道导引变系数；根据从模板控制文件中读取的数据的属性，生成高级语言能够识别的数据源码文件。本发明的转换方法实现对控制数据的自主分析和处理，能够快速、可靠地将控制数据文本文件转换为火箭飞行控制软件可识别的高级语言数据源码文件。

公开(公告)号：CN102927995B

公开(公告)日：2015-04-22

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

Inventor： 施国兴 ,  吕新广 ,  巩庆海 ,  李超兵

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。

公开(公告)号：CN101672606A

公开(公告)日：2010-03-17

申请号：CN200910093789.9

申请日：2009-09-30

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 吕新广 ,  巩庆海 ,  李伶 ,  李新明 ,  肖利红 ,  宋征宇 ,  冯昊 ,  禹春梅 ,  刘茜筠 ,  曹洁

IPC: F42B15/01

Abstract: 本发明涉及一种运载火箭的导引控制方法，特征在于：将标准速度模值ν、及标准速度模值ν对应的导引常系数Kuφ(ν)、Kuφ(ν)、导引放大系数Kdφ、Kdψ等标准数值进行装订；通过两点线性插值计算当前点的导引常系数K′uφ(v)与K′uψ′(v)；计算当前点的导引权函数I(t)；进一步计算当前点的制导计算导引量Uφ(v)与Uψ(v)，并对Uφ(v)与Uψ(v)进行限幅后输出给姿控系统，本发明技术方案通过直接采用火箭速度(或视速度)替换现有通用的以飞行时间作为自变量进行导引控制，使导引计算过程不再受到各级关机、分离以及入轨时间偏差的影响，提高导引的准确性。