公开(公告)号：CN108873777A

公开(公告)日：2018-11-23

申请号：CN201810695567.3

申请日：2018-06-29

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 方焕辉 ,  刘星扬 ,  赵月 ,  吴润 ,  张宇 ,  张志瑶 ,  江思荣 ,  赵民 ,  张磊 ,  刘江 ,  叶绍凯 ,  何波 ,  霍燃

IPC: G05B19/042

Abstract: 本发明涉及一种地面测试发射控制系统监控平台及监控方法，合理规划地面单机与电缆网布局，采集状态显示器与中心计算机显示器显示图像，测发控设备面板状态图像，识别当前执行的流程步骤；从模板中调取对应模板，并进行匹配，如果匹配一致表明当前测试状态正常，如果不一致，则报警。本发明通过电缆整理箱对原本电缆放置位置的重新排布，设置走线槽。提供了独立的走线空间，有助于测发控系统各单机、监控与操作面板的集中。本发明通过识别首字与色块长度，进行综合判断，保证了流程识别的准确性，通过流程获取对应的模板，通过于模板的匹配保证了设备状态的准确监控。

公开(公告)号：CN106997053A

公开(公告)日：2017-08-01

申请号：CN201710103365.0

申请日：2017-02-24

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 徐帆 ,  李学锋 ,  尚腾 ,  曹洁 ,  王辉 ,  张宇 ,  王会霞 ,  吴骁

IPC: G01S19/23

Abstract: 本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：将三套捷联惯性组件，分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，判断捷联惯性组件的一致性。本发明在振动环境中，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。

公开(公告)号：CN106927063A

公开(公告)日：2017-07-07

申请号：CN201710115352.5

申请日：2017-03-01

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 徐帆 ,  尚腾 ,  李学锋 ,  曹洁 ,  王辉 ,  张宇 ,  王会霞 ,  吴骁

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明公开了一种惯组输出数据的模拟方法及装置。该方法包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。本发明实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。

公开(公告)号：CN112325710A

公开(公告)日：2021-02-05

申请号：CN202011018922.7

申请日：2020-09-24

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 黄聪 ,  张宇 ,  李学锋 ,  王辉 ,  尚腾 ,  施国兴 ,  王聪

IPC: F42B15/01

Abstract: 本发明涉及一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；步骤2、确定非线性调节时间t1；步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。

公开(公告)号：CN108873777B

公开(公告)日：2020-04-10

申请号：CN201810695567.3

申请日：2018-06-29

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 方焕辉 ,  刘星扬 ,  赵月 ,  吴润 ,  张宇 ,  张志瑶 ,  江思荣 ,  赵民 ,  张磊 ,  刘江 ,  叶绍凯 ,  何波 ,  霍燃

IPC: G05B19/042

Abstract: 本发明涉及一种地面测试发射控制系统监控平台及监控方法，合理规划地面单机与电缆网布局，采集状态显示器与中心计算机显示器显示图像，测发控设备面板状态图像，识别当前执行的流程步骤；从模板中调取对应模板，并进行匹配，如果匹配一致表明当前测试状态正常，如果不一致，则报警。本发明通过电缆整理箱对原本电缆放置位置的重新排布，设置走线槽。提供了独立的走线空间，有助于测发控系统各单机、监控与操作面板的集中。本发明通过识别首字与色块长度，进行综合判断，保证了流程识别的准确性，通过流程获取对应的模板，通过于模板的匹配保证了设备状态的准确监控。

公开(公告)号：CN110032199A

公开(公告)日：2019-07-19

申请号：CN201910316048.6

申请日：2019-04-19

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 张宇 ,  王辉 ,  李学峰 ,  黄聪 ,  尚腾 ,  徐帆

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置。方法包括：确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算对机架变形角的预偏角线性补偿角度；将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，有效提高了火箭的姿态控制精确度。

公开(公告)号：CN109256007A

公开(公告)日：2019-01-22

申请号：CN201811437420.0

申请日：2018-11-28

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 方焕辉 ,  刘星扬 ,  霍燃 ,  吴润 ,  张宇 ,  刘志钧 ,  赵月 ,  王萍 ,  王宇宏 ,  王彬 ,  李鑫 ,  张敬波 ,  李慧

IPC: G09B9/00

Abstract: 本发明涉及一种航天测控系统操作人员模拟训练系统及训练方法，解决了由于目前实装测控车和车载设备有限，控制系统操作人员等无法进行实装测试演练，在实际操作前使用该训练系统，可显著提高训练效果，改变以往控制系统操作人员缺少实践训练的局面；控制系统操作人员使用该模拟测试方法进行特殊情况处置训练，可以提高操作人员应对特殊情况的反应能力，保证操作的准确性；本发明最大程度的模拟外部极端环境，训练操作人员适应能力，不因外部环境的改变影响到控制系统操作人员的操作能力，减小环境对操作人员的影响效果，提升操作的稳定性。

公开(公告)号：CN107063244A

公开(公告)日：2017-08-18

申请号：CN201710245394.0

申请日：2017-04-14

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 徐帆 ,  尚腾 ,  李学锋 ,  曹洁 ,  王辉 ,  张宇 ,  王会霞 ,  吴骁

IPC: G01C21/16

CPC classification number: G01C21/165

Abstract: 本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。