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公开(公告)号：CN110347179B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN201910557219.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的横向飞行能量管理方法，涉及飞行器飞行控制技术领域，该方法包括：根据飞行器对于标准航迹的横向位置偏差和横向速度偏差，计算横向偏差量，再通过计算得到方向累计量；方向累计量表示飞行器的位置偏移方向；根据方向累计量和速度偏移量，计算横向速度导引量；将横向位置偏差经过惯性环节和比例环节，得到横向位置导引量；将横向速度导引量和横向位置导引量进行加权求和，生成横向导引指令，控制无动力飞行器的横向飞行。本发明，以标准航迹为基准，综合考虑了横向速度偏差和横向位置偏差，横向导引融合速度控制，通过横向机动耗散多余燃料，避免过调整，实现飞行器的能量管理。
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公开(公告)号：CN110347179A
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201910557219.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种无动力飞行器的横向飞行能量管理方法，涉及飞行器飞行控制技术领域，该方法包括：根据飞行器对于标准航迹的横向位置偏差和横向速度偏差，计算横向偏差量，再通过计算得到方向累计量；方向累计量表示飞行器的位置偏移方向；根据方向累计量和速度偏移量，计算横向速度导引量；将横向位置偏差经过惯性环节和比例环节，得到横向位置导引量；将横向速度导引量和横向位置导引量进行加权求和，生成横向导引指令，控制无动力飞行器的横向飞行。本发明，以标准航迹为基准，综合考虑了横向速度偏差和横向位置偏差，横向导引融合速度控制，通过横向机动耗散多余燃料，避免过调整，实现飞行器的能量管理。
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公开(公告)号：CN109398763A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811287860.2
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN103994775B
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201410145102.2
申请日：2014-04-11
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了适用于低精度有方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法，属于惯性技术领域。该标定方法使用低精度有方位基准双轴转位设备，标定旋转共19个位置，然后以各个位置上的速度误差和天向姿态误差拟合出一阶中间参数Δg和二阶中间参数 ，最后依据中间参数与误差参数的关系，由最小二乘法得到各个器件误差参数，为了有效消除由转台引起的定位误差，将前一次迭代计算得到的误差参数和原有的惯性测量单元输出数据代入到导航方程中，再进行一次观测量、中间参数和误差参数残差的解算，然后对误差参数进行残差补偿。依此类推，直至迭代计算得到的误差参数残差小于阈值。该标(56)对比文件田晓春等.一种微惯性测量单元标定补偿方法《.传感技术学报》.2012,第25卷(第10期),1411-1415.An Li等.Improved precision ofstrapdown inertial navigation systembrought by dual-axis continuous rotationof inertial measurement unit《.2010 2ndInternational Asia Conference onInformatics in Control, Automation andRobotics》.2010,284 - 287.孙伟等.双轴旋转光纤捷联惯导八位置标定方法《.控制与决策》.2012,第27卷(第12期),1805-1809,1815.孙宏伟等.一种基于MEMS的微惯性测量单元标定补偿方法《.北京航空航天大学学报》.2008,第34卷(第4期),439-442.
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公开(公告)号：CN104864868A
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201510288879.9
申请日：2015-05-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
CPC classification number: G01C21/165 , G01C21/20
Abstract: 本发明公开了一种基于近距离地标测距的组合导航方法，方法包括以下步骤：S1、将捷联惯导系统和两个测距装置安装在载体上，采集捷联惯导系统惯性测量单元正常工作状态下输出的载体运动信息以进行惯导解算；S2、载体行驶至预设地标区域内，采集两个测距装置到地标点的距离以及地标点的位置信息；S3、建立状态方程；S4、建立量测方程，将两个测距装置测量距离的平方差作为量测信息；S5、利用状态方程和量测方程，进行卡尔曼滤波，以实时修正惯性导航系统参数误差和器件参数误差，实现组合导航。实施本发明方法可有效避免信号干扰，具备较强的隐蔽性和自主性，且消除了误差累积的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119984340A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202510262959.0
申请日：2025-03-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 罗伟 , 杨贤哲 , 黄伟 , 刘建雄 , 杨登峰 , 穆杰 , 张红 , 李冰 , 王琛 , 杨稳 , 吴子昊 , 许方家 , 张灵悦 , 施丽娟 , 曹卫峰 , 林昕玥 , 张博彦 , 李青 , 叶佳栋 , 贺玉山
Abstract: 本申请涉及一种用于飞行器大过载段的SINS/GNSS空中对准方法，包括：步骤S1、基于SINS解算飞行器在大过载段飞行过程中每一测量时刻的第一位置信息；步骤S2、基于GNSS输出飞行器在对应测量时刻的第二位置信息；步骤S3、根据第一位置信息和第二位置信息构建观测量，进行量测残差校验；若未通过量测残差校验，则进入步骤S4、将该观测量作为不良观测信息而舍弃，返回至步骤S1；若通过量测残差校验，则进入步骤S5、通过该观测量对SINS的姿态误差进行修正，获取当前时刻的弹体姿态四元数，以完成空中对准。本申请提供一种用于飞行器大过载段的SINS/GNSS空中对准方法，将SINS和GNSS之间的优势进行互补，对陀螺精度要求低，系统容错率高，对准速度快且精度高。
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公开(公告)号：CN110209197B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN201910557226.4
申请日：2019-06-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器控制系统设计方法，涉及飞行器制导控制技术领域，该方法包括步骤：根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；横向指令过载表示横向机动大小；根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令。本发明的飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。
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公开(公告)号：CN109398763B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201811287860.2
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN105865486B
公开(公告)日：2019-06-25
申请号：CN201610181486.2
申请日：2016-03-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种具有自标定、自对准、自诊断功能的捷联惯导系统，属于捷联惯导系统领域。其包括惯性测量组合、两个相同的密珠轴系、外框、法兰、外框旋转调制组件、内框转位电机、动齿盘以及定齿盘，法兰上设置有安装孔，法兰内腔上下两端均设有轴肩，以分别用于安装两个密珠轴系，外框通过密珠轴系与法兰连接，外框顶部还设置有内框转位电机，惯性测量组合设置在外框上，惯性测量组合集成安装有内框，内框与内框转位电机相连，惯性测量组合底部设置有动齿盘，法兰底部安装定齿盘且其顶部安装有外框旋转调制组件。本发明装置可实现无需拆装惯性测量组合即可原位进行自标定、自对准以及自诊断功能。
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公开(公告)号：CN104121928B
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201410232438.2
申请日：2014-05-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了适用于低精度有方位基准单轴转位设备的惯性测量单元标定方法，属于惯性技术领域。该方法使用低精度单轴转位设备，共旋转编排5个位置，以各位置的速度误差和天向姿态误差拟合出一阶中间参数Δg和二阶中间参数依据中间参数与误差参数的关系以及最近的历史标定参数，由最小二乘法算出各器件误差参数，为了有效消除由转台引起的定位误差，将前一次迭代计算得到的误差参数和原有的惯性测量单元输出数据代入到导航方程，再进行一次观测量、中间参数和误差参数残差的解算，然后对误差参数进行残差补偿。依此类推，直至迭代计算得到的误差参数残差小于阈值。该方法大幅降低标定成本及标定对转台精度的依赖性，缩短标定时间，具有工程实用性。
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