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公开(公告)号：CN115932904A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211426988.9
申请日：2022-11-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种组合导航试验中的数据同步方法及系统。在卫星导航接收机模型计算过程中，在仿真开始后计算每个飞行控制周期时刻的接收机数据，将接收机数据区分为本控制周期数据和上一控制周期数据。根据组合导航程序在控制周期内开始计算的时间，在秒脉冲到来时刻仿真周期计数计算出秒脉冲时刻时钟漂移量，如果秒脉冲的时钟漂移量大于组合导航程序在控制周期内开始计算的时刻则本次发送本周期接收机数据，如果秒脉冲的时钟漂移量小于组合导航程序在控制周期内开始计算的时刻则发送上一控制周期的接收机数据。本发明解决在长时间仿真时，在卫星导航接收机模型计算过程中应用数据同步的问题，保证接收机数据与惯性测量组合产生的导航数据同步。
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公开(公告)号：CN112212869B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202010912300.2
申请日：2020-09-03
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法，包括如下步骤：(1)计算实际箭体系视速度增量，将计算结果送地面遥测；(2)计算实际箭体系角增量；(3)根据实际箭体系角增量计算姿态阵及姿态角，将姿态角计算结果送地面遥测；(4)根据步骤3计算的实际箭体系视速度增量和姿态阵结果，计算实际惯性系视速度增量；(5)计算理论箭体系视速度增量；(6)计算理论箭体系角增量；(7)根据理论箭体系角增量计算箭体的理论姿态阵；(8)根据步骤5计算的理论箭体系视速度增量和步骤7理论姿态阵结果计算理论惯性系视速度增量；(9)将实际惯性系视速度增量替换为理论惯性系视速度增量，作为导航计算的输入。
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公开(公告)号：CN112462795A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011258773.1
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请公开了一种小推力发动机故障定位方法、装置及存储介质，用于。本申请公开的小推力发动机故障定位方法包括：当发生发动机推力下降故障时，则接收喷管开启指令；根据所述喷管开启的方向和时间计算所述喷管推力产生的第一横法向飞行过载，根据所述第一横法向飞行过载，计算补偿量；根据所述补偿量和理论横法向飞行过载，确定发生故障的发动机。本申请还提供了一种小推力发动机故障定位装置及存储介质。
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公开(公告)号：CN111666672B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202010483267.6
申请日：2020-06-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64G1/24 , G06F119/14
Abstract: 一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法，包括如下步骤：(1)计算发动机轴向推力剩余程度D；(2)对发动机轴向推力剩余程度D进行故障严重程度分级评判；(3)剩余飞行时间ts预测计算；(4)理论剩余飞行时间tsl计算；(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较。本发明针对小推力发动机，利用一定时间段内的关机量信息进行能力评估，消除了量化误差、惯组工具误差等干扰对能力评估的影响，提高了评估的准确度。
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公开(公告)号：CN104898678A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510144980.7
申请日：2015-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，以根据卫星导航接收机测量的信息计算出的轨道参数为基准，分别与主惯组和从惯组计算的轨道参数进行做差比较，判断差值是否在一致性门限内，一致性门限设置为火箭入轨精度指标要求，从而判别主惯组或从惯组是否满足入轨精度要求，即判别是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。本发明采用轨道参数进行故障诊断，将入轨精度引入冗余诊断的门限设计，可以直接反映火箭入轨精度的满足程度，使用满足精度要求的惯性器件进行飞行控制，整个冗余方法简单、明了、可靠，并能保证火箭准确入轨。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN101694364B
公开(公告)日：2012-09-26
申请号：CN200910093741.8
申请日：2009-09-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 摄动制导与迭代制导的快速转换方法，步骤如下：(1)在进入迭代制导后的第一个周期t0时刻，根据地面理论弹道确定摄动制导输出的程序角并同时计算迭代制导输出的程序角(2)根据所述的摄动制导输出的程序角和迭代制导输出的程序角计算需要转动的程序角和允许转动的最大角加速度amax，并确定转动过程需要的时间Δt；所述的需要转动的程序角(3)根据步骤(2)的结果，计算t～t+Δt时间内的程序角利用该程序角进行控制，实现摄动制导与迭代制导的快速转换；本发明克服现有技术的不足，能够使制导律切换过程中的姿态快速、平稳过渡。
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公开(公告)号：CN101738499A
公开(公告)日：2010-06-16
申请号：CN200910243093.X
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法，步骤如下：第一步，构建加速度表视加速度一致性判别的五个公式；第二步，根据惯性测量器件的测量误差，设定AX表、AY表、AZ表、AS表的一致性故障门限；第三步，对八只加速度表输出的脉冲转换为视速度增量；第四步，将八个加速度表的视速度增量，进行滚动累加；第五步，将第四步的结果代入上式进行计算，并按照视加速度一致性故障判别定位表进行判别定位，得到八个加速度表的故障判别定位情况，并对每个加速度表的连续故障次数进行计数；第六步，对连续故障次数超过切除门限的加速度表进行切除；第七步，将切除后剩余的无故障加速度表的视速度增量取平均值，作为箭体视速度增量，用于导航计算。
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公开(公告)号：CN106767788B
公开(公告)日：2019-07-19
申请号：CN201710005473.4
申请日：2017-01-04
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种组合导航方法和系统，其中的方法包括：第一计算单元将第一导航系统的数据和第二导航系统的数据进行信息融合，得到融合后的组合导航数据；B、第二计算单元根据记录的第一导航系统的历史数据和第二导航系统的历史数据，估算得到陀螺常值项和比例项、加速度计常值项和比例项、滤波所用的系统噪声阵和观测噪声阵的估计值；对估算得到的各个估计值进行评价，判断各个估计值是否为更准确的参数；根据判断结果将估计值反馈给第一计算单元，对相应的参数进行修正。通过使用本发明所提供的组合导航方法和系统，可以提高导航精度和可靠性。
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公开(公告)号：CN101738499B
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN200910243093.X
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法，步骤如下：第一步，构建加速度表视加速度一致性判别的五个公式；第二步，根据惯性测量器件的测量误差，设定AX表、AY表、AZ表、AS表的一致性故障门限；第三步，对八只加速度表输出的脉冲转换为视速度增量；第四步，将八个加速度表的视速度增量，进行滚动累加；第五步，将第四步的结果代入上式进行计算，并按照视加速度一致性故障判别定位表进行判别定位，得到八个加速度表的故障判别定位情况，并对每个加速度表的连续故障次数进行计数；第六步，对连续故障次数超过切除门限的加速度表进行切除；第七步，将切除后剩余的无故障加速度表的视速度增量取平均值，作为箭体视速度增量，用于导航计算。
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公开(公告)号：CN111881514B
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202010685639.3
申请日：2020-07-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种发动机故障状态下的制导重构方法，包括如下步骤：(1)火箭升交点经度精度余量计算，得出升交点经度偏差ΔΩ；(2)若#imgabs0#其中#imgabs1#为升交点经度精度指标，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；(3)计算约束时间#imgabs2#其中k为安全余量系数，转入步骤(4)；(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构，将飞行段最长飞行时间txd修正为t′xd。本发明利用升交点经度的精度余量计算约束时间，从而进行制导重构，既保证了升交点经度指标满足任务要求，又最大程度让火箭尽可能的接近或达到目标轨道。
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