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公开(公告)号：CN114413691A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111594743.2
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本申请提供一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，该方法估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本申请提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
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公开(公告)号：CN109669470B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201811479210.8
申请日：2018-12-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的运动学约束转换方法，由运载器姿态控制要求，获取运载器姿态控制约束；将姿态角约束转换为程序角约束；将程序角约束转换为推力加速度约束；对推力加速度幅值及速度变化率约束进行离散化处理，获得离散化的加速度幅值约束。本发明根据垂直起降运载器飞行过程中的姿态运动特点，将姿态角幅值约束转化为在线轨迹规划算法中加速度幅值约束，姿态角速度约束转化为在线轨迹规划算法中加速度变化率的约束，从而制导指令中考虑了姿态角幅值、加速度变化率约束，避免出现姿态角或姿态角速度超限的情况发生。
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公开(公告)号：CN109491246B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201811373026.5
申请日：2018-11-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于数值优化算法的自适应救援轨迹规划方法，在运载火箭发生故障后，判断故障后救援轨迹是否需要重力辅助滑行；若不需要引入重力辅助滑行，则利用剩余燃料和推力，在当前轨道面内寻找最优的救援轨迹，以及运载火箭能够将有效载荷送入的救援轨道；若需要重力辅助滑行，则考虑改变轨道面的情况，通过引入重力辅助滑行，调整变轨时机，提升剩余燃料利用率，从而优化得到最优的救援轨迹，以及运载火箭能够将有效载荷送入的救援轨道。根据对剩余运载能力的评估，自适应生成轨迹规划数值优化算法的初值，并根据生成救援轨迹状态量初值，利用数值优化算法，确定救援轨迹，提升救援轨迹求解的收敛性和求解效率，降低问题求解难度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112507461B
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202011480569.4
申请日：2020-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明通过根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程，全面考虑了推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，通过求解可行域最大的理想开机速度轨迹规划问题，能够实时计算出当前位置条件下对应的动力软着陆段可行域最大的理想开机速度和理想着陆时间，通过估计火箭实际速度与理想开机速度的偏差值，在偏差值最小时，发出发动机开机指令，提升了火箭动力软着陆段的偏差适应能力，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件。
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公开(公告)号：CN112550770B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202011480564.1
申请日：2020-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，属于运载火箭控制技术领域，包括以下步骤：根据火箭软着陆过程建立满足凸优化的火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程，并获取火箭动力软着陆段目标函数；根据火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程、以及火箭动力软着陆段目标函数建立火箭动力软着陆段在线轨迹序列凸优化方程；在线滚动规划软着陆段可行域最大的理想轨迹。本发明提供的一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，提升可重复使用火箭进入动力软着陆段后的抗干扰能力，并且适于在线求解复杂约束的轨迹规划问题。
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公开(公告)号：CN109375515B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811479208.0
申请日：2018-12-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的动力学特性在线辨识方法，将发动机响应特性近似为二阶环节，并用纵向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识发动机参数，实时更新发动机工作特性，提升了在线轨迹规划模型的精度。本发明将受环境影响严重的姿态响应特性和风干扰因素描述成二阶传递函数形式，并用横侧向视加速度和加速度指令输入递推最小二乘算法辨识对应的响应参数，在线轨迹规划时考虑响应特性和干扰的影响，提升控制的精度和鲁棒性。
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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
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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公开(公告)号：CN109669470A
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201811479210.8
申请日：2018-12-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的运动学约束转换方法，由运载器姿态控制要求，获取运载器姿态控制约束；将姿态角约束转换为程序角约束；将程序角约束转换为推力加速度约束；对推力加速度幅值及速度变化率约束进行离散化处理，获得离散化的加速度幅值约束。本发明根据垂直起降运载器飞行过程中的姿态运动特点，将姿态角幅值约束转化为在线轨迹规划算法中加速度幅值约束，姿态角速度约束转化为在线轨迹规划算法中加速度变化率的约束，从而制导指令中考虑了姿态角幅值、加速度变化率约束，避免出现姿态角或姿态角速度超限的情况发生。
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