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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
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。
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公开(公告)号：CN106200664B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610695170.5
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。
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公开(公告)号：CN119929183A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411917032.8
申请日：2024-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种发射地火转移轨道的全窗口自适应制导方法，包括：根据发射时间规划基于二次曲线的迭代制导目标轨道，得出轨道根数；预估火箭飞行的最后一个主动段的关机时间，根据地球自转角速度和所述关机时间对受飞行时间影响的目标轨道根数进行修正；根据发射时间建立迭代制导初值，结合目标轨道根数，采用单级迭代制导方法，在火箭飞行的最后一个主动段，在每个制导周期进行迭代制导计算以更新程序角；根据发射时间，更新最后一个主动段的关机量，用于结束主动段飞行。本发明实现了对主动段制导方法的自适应调整，实现对发射时间偏差的修正，达到了全窗口内高精度入轨的目的。
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公开(公告)号：CN112363518B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202011018944.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
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公开(公告)号：CN112325710B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202011018922.7
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106813663B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710103363.1
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
Abstract: 本发明涉及一种惯性导航数据与卫星导航数据同步方法，包括如下步骤：获取惯性导航数据，获取卫星导航数据；提取卫星导航秒脉冲时刻t，提取卫星导航秒脉冲时刻t前后两个时间点t1、t2的惯性导航数据，计算卫星导航秒脉冲时刻t与t2之间的间隔时间tGPS，tGPS＝t2‑t；计算比例系数Kr：T为两个时间点t1、t2之间的时间间隔；计算t时刻惯性导航位置参数和速度参数；计算t时刻的惯性导航姿态四元数。本发明利用两个惯性导航时刻的数据换算获得秒脉冲的发送时刻的惯性导航数据，实现了惯性导航数据与卫星导航数据同步，提高了数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN107015151B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710127256.2
申请日：2017-03-06
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01R31/36
Abstract: 本发明涉及一种基于火箭飞行状态的电磁阀火工品电池参数优化方法，包括如下步骤：计算飞行过程中所需电池的最大容量和最小容量；确定各飞行时间段电磁阀和火工品所需电流；按电磁阀和火工品所需电流，电池容量及负载阻值制作电池样品，对电池样品进行放电测试；测试电池样品各飞行时间段输出电压中的最小电压Vmin和最大电压Vmax；计算电池输出至负载端的电压是否满足负载的电气性能指标；如果满足负载的电气性能指标，输出电池指标参数。本发明优化了电池参数，在满足供电需求的前提下，可做到重量最小，提高了火箭的运载能力。
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公开(公告)号：CN106802150B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710115355.9
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
Abstract: 本发明公开了一种基准偏差消除方法及装置。该方法包括：获取从惯性测量组合相对于主惯性测量组合的方位差；采集主惯性测量组合和从惯性测量组合的加速度计信息；计算主惯性测量组合和从惯性测量组合的不水平度；根据所述方位差和所述不水平度，计算从惯性测量组合到主惯性测量组合的基准转换矩阵；当主惯性测量组合切换至从惯性测量组合后，利用所述基准转换矩阵，消除运载器惯性导航数据的基准偏差。本发明解决了目前惯性测量组合进行切换后，运载器惯性导航数据会产生基准偏差，进而影响运载器飞行控制精确度的问题，实现了消除运载器惯性导航数据基准偏差，提高运载器飞行控制精确度的效果。
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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：CN106602873B
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201710013557.2
申请日：2017-01-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H02M3/156
Abstract: 一种大功率直流稳压电源远程供配电电路，地面大功率直流稳压电源通过长距离线缆为火箭上的远端负载提供直流电压，在接通远端负载的情况下，为确保远端负载的供电电压满足要求，将远端负载两端的电压通过无缝切换控制电路反馈给电源本机，实现远端稳压，在不接通远端负载供电的情况下，将本机端的电压通过无缝切换控制电路反馈给电源本机，实现本机端输出电压稳定。在本机端供电和远端供电状态切换时，可以通过无缝切换电路使电源反馈稳压线路在本机端和远端之间实现无缝自动切换。本发明的切换控制电路电路形式简单可靠，在两种状态之间可是实现自动无缝切换，无需额外的切换指令和控制逻辑，解决了传统电路在切换过程中电源输出电压跌落的问题。
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