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公开(公告)号：CN118011791A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311809145.1
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，包括：根据理论参数，计算得到发动机理论过载δW；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值#imgabs0#根据δW和#imgabs1#进行制导重构。本发明所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，可在三级一次飞行段发动机推力下降时进行制导重构，解决了三级一次飞行程序角偏差大，影响后续滑行段无法关机控制问题，提高了系统适应性。
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公开(公告)号：CN117435876A
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311257353.5
申请日：2023-09-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于多源时空信息组合分选的多目标一致性关联方法，包括采用序惯的方式获取各传感器状态信息和各传感器探测的目标时空信息；判断任意传感器下任意目标是否与其他传感器下目标粗关联；对第一次探测到的目标，判断该目标与其他任一传感器下与其粗关联的目标的点迹精关联关系，获得该目标的精关联集合；对非第一次探测到的目标，判断该目标与其他任一传感器下与其粗关联的目标的航迹精关联关系，获得该目标的精关联集合；基于目标间的点迹精关联关系和航迹精关联关系，对各目标的精关联集合进行精关联一致性判断；对符合精关联一致性的目标进行位置一致性融合，获得融合后目标位置。
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公开(公告)号：CN115469552B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211356433.1
申请日：2022-11-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于初始协态训练的在线弹道规划方法及装置，解决了在线弹道规划的适用性与实时性问题，属于飞行器制导与控制领域。通过获得初始协态、确定终端状态约束，并将轨迹规划转化为函数极小化；利用Newton法求解，其中将初始协态作为函数极小化的初始猜想，迭代后最终收敛得到满足终端状态约束的初始协态；利用满足终端状态约束的初始协态，确定推力方向，进而通过积分得到弹道轨迹。本发明技术方案收敛速度快、精度高、实时性好。
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公开(公告)号：CN115790291A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211541454.0
申请日：2022-12-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，包括获取模块；判断调节模块，根据迭代程序角和期望终端程序角，判断是否需要对终端程序角进行调整；判断时间段模块，根据估计的火箭剩余飞行时间，判断火箭所处的时间阶段；第一计算模块，计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量；第二计算模块，计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；和第三计算模块，计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；修正模块，根据计算结果得到迭代制导速度补偿量，修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角；曲线调整模块，根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线，满足稳定性。
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公开(公告)号：CN115407664B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211357268.1
申请日：2022-11-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于神经网络训练的非程序制导方法，属于飞行器制导与控制领域。首先生成包括最优制导指令和最优初始协态的样本；建立神经网络，以最优制导指令与最优初始协态作为神经网络输出，对神经网络进行训练；实际飞行过程中，以当前扰动状态量和拉偏状态量作为神经网络输入，实时产生初始协态和制导指令；基于初始协态，进行弹道规划求解，判断求解结果在1s内是否能够收敛，如果能收敛，则采用初始协态产生的最优制导指令进行制导；如果不能收敛，则采用制导指令进行制导。本发明解决现有弹道规划方法实时性不足、收敛性不足、无法应对复杂非凸在线弹道规划等问题，既能实现制导指令实时生成又能满足终端约束的高精度要求，保证终端精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115657473A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211215779.X
申请日：2022-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请涉及运载火箭领域，具体公开了一种运载火箭增益和网络参数自适应调节的控制方法和系统。控制方法包括：获取第一箭体姿态偏差信号，第一箭体姿态偏差信号用于指示实际箭体姿态和理论箭体姿态之间的偏差；根据第一箭体姿态偏差信号执行自适应律操作，得到调节系数；根据调节系数调整第二箭体姿态偏差信号，得到箭体指令信号；根据箭体指令信号，控制箭体的姿态角和/或角速度。本申请的方案对弹性振动采用了幅值稳定进行控制，促使弹性振动幅值减小，直到自适应律达到最新的平衡态。
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公开(公告)号：CN114326813A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111672205.0
申请日：2021-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种无动力飞行器的剩余飞行时间预测方法和系统，方法包括获取当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角和速度矢量，计算总前置角，根据总前置角判断当前飞行为转弯飞行或直线飞行；若为转弯飞行，则根据总前置角进行分段，最后一段为直线段其余段为转弯段，采用分段迭代预测转弯段剩余飞行时间；计算剩余直线段航程，根据剩余直线段航程对直线段进行分段，采用分段迭代预测直线段剩余飞行时间；转弯段剩余飞行时间与直线段剩余飞行时间的和为预测的总剩余飞行时间；若为直线飞行，计算剩余直线段航程，根据剩余直线段航程对直线段进行分段，采用分段迭代预测直线段剩余飞行时间，直线段剩余飞行时间为预测的总剩余飞行时间。
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公开(公告)号：CN112550769B
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202011471336.8
申请日：2020-12-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种角速度控制段兼顾角偏差控制的方法根据角速度控制段第一个周期的角偏差计算角速度，取反限幅后，作为角速度控制的目标程序角速度。这样能够使姿态角向减小角偏差的方向运动，达到了在角速度控制时兼顾角偏差发散的作用，避免了角偏差持续增大，简单有效。本发明提供的一种角速度控制段兼顾角偏差控制的方法实现抛整流罩前后角速度控制精度的要求，并避免姿态角长时间无控导致角偏差持续增大的负面作用，为运载火箭抛整流罩前后的飞行安全起到了至关重要的作用。本发明降低了姿态控制网络设计的复杂度，简单可靠，易于工程实现，适于广泛推广。
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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：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
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。
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