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公开(公告)号：CN109711010A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811528443.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。当飞行接近结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。
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公开(公告)号：CN109375515A
公开(公告)日：2019-02-22
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：CN102930164A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210433765.5
申请日：2012-10-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种飞行器控制数据的转换方法，利用模板控制文件从控制数据文本文件中获取控制参数；对读取的各时间点的弹道程序角进行分析和扩展生成处理后的弹道程序角数据；根据读取的各时间点的导航参数和导引常系数计算各时间点所对应的弹道导引变系数，对各时间点所对应的弹道导引变系数进行分析和扩展生成处理后的弹道导引变系数；根据从模板控制文件中读取的数据的属性，生成高级语言能够识别的数据源码文件。本发明的转换方法实现对控制数据的自主分析和处理，能够快速、可靠地将控制数据文本文件转换为火箭飞行控制软件可识别的高级语言数据源码文件。
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公开(公告)号：CN101672606B
公开(公告)日：2012-09-26
申请号：CN200910093789.9
申请日：2009-09-30
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的导引控制方法，特征在于：将标准速度模值v、及标准速度模值v对应的导引常系数导引放大系数Kdψ等标准数值进行装订；通过两点线性插值计算当前点的导引常系数与k′uψ(v)；计算当前点的导引权函数I(t)；进一步计算当前点的制导计算导引量与Uψ(v)，并对与Uψ(v)进行限幅后输出给姿控系统，本发明技术方案通过直接采用火箭速度(或视速度)替换现有通用的以飞行时间作为自变量进行导引控制，使导引计算过程不再受到各级关机、分离以及入轨时间偏差的影响，提高导引的准确性。
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公开(公告)号：CN101672657B
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN200910093742.2
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 基于多余度惯性测量信息的故障判断方法，所述的多余度用N表示，N≥3，方法步骤如下：(1)对N路惯性测量器件当前周期输出的脉冲转换为N路物理量信息Txi，i＝1、2...N；(2)将物理量信息Txi与Txj进行求差，并将得到的差值与预设的门限εx进行比较，若差值超过预设的门限εx，则设标志Δθij为1，否则Δθij为0；i＝1、2...N，j＝1、2...N且j≠i；(3)将与第i路有关的所有标志Δθij相加得到FTxi，若FTxi大于等于预设的阈值M，并且不等于FTx1、FTx2、...FTxN中的最小值，则表明第i路物理量信息Txi存在错误，即第i路惯性测量器件有故障；否则，则认为第i路惯性测量器件无故障；所述的预设的阈值M取值范围2～N-1；(4)等待N路惯性测量器件下一周期的输出脉冲，从步骤(1)循环执行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114280934B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202111534972.5
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
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公开(公告)号：CN114200950B
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202111248696.6
申请日：2021-10-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了飞行姿态控制方法，属于机器学习技术领域，方法包括：构建飞行姿态控制律的学习所需的探索环境；根据所述探索环境输出的姿态角、姿态角速度，以及期望姿态角指令，构建所述飞行姿态控制律的学习所需的输入信号；将从所述飞行姿态控制律得到的舵机理论输出指令输入至舵机限幅单元，获取所述舵机限幅单元的输出结果，并将所述输出结果输入至所述探索环境；构建奖励回报单元，所述奖励回报单元反馈所述探索环境的姿态角的当前时刻奖励至所述飞行姿态控制律，并通过最大化总奖励优化所述飞行姿态控制律的学习；对所述飞行姿态控制律进行学习，获取最终的飞行姿态控制律，基于所述飞行姿态控制律对飞行姿态进行控制。
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公开(公告)号：CN114396837A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111595037.X
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本申请的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
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公开(公告)号：CN114239256A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111498584.6
申请日：2021-12-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , F42B15/00 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种可重复使用火箭全程轨迹优化问题描述方法，该方法，包括：将可重复使用火箭全程分为上升段和着陆段；分别确定上升段和着陆段的运动方程和约束条件；确定目标函数；基于目标函数、各阶段的运动方程和约束条件对可重复使用火箭全程轨迹进行优化。本申请提供的方法将可重复使用火箭全程分为上升段和着陆段，根据上升段和着陆段的运动方程和约束条件、目标函数进行优化，降低了可重复使用火箭优化问题维数，解决了可重复使用火箭分离后需在同一时刻考虑两种运动方程的优化问题。
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公开(公告)号：CN109343341B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811393548.1
申请日：2018-11-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于深度强化学习的运载火箭垂直回收智能控制方法，研究实现运载火箭自主智能控制的方法。主要研究解决利用智能控制实现运载火箭垂直回收姿态控制和轨迹规划问题。对航天事业而言，无论在人工成本的节约上，还是在人工失误的减少上，航天器自主智能化无疑都是具有重大意义的。建立运载火箭垂直回收仿真模型，并建立相应的马尔科夫决策过程，包括状态空间、动作空间、状态转移方程、回报函数，使用神经网络拟合环境和智能体行为间的映射关系，并对其进行训练，使得运载火箭能够使用训练好的神经网络自主可控回收。本项目不仅能为航天飞行器轨道智能规划技术提供技术支撑，同时也能为基于深度强化学习的航天飞行器间攻防对抗提供仿真验证平台。
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