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公开(公告)号：CN106788336B
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201611049727.4
申请日：2016-11-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H03H21/00
Abstract: 本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。
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公开(公告)号：CN106895855B
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201710239543.2
申请日：2017-04-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法，通过卫星导航提供的位置、速度信息，和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式，估计惯性导航初始基准误差，修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式，对姿态角进行修正，同时对速度和位置进行修正，最终实现提高姿态角解算精度，提高中制导与末制导交班精度的目的。
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公开(公告)号：CN106643710A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611055564.0
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法。该方法具体包括：根据导航计算获得导航参数，包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ；根据所述导航参数计算获得气动力系数Cx、Cy、Cz和气动力矩系数Cmx、Cmy、Cmz；根据所述导航参数和所述气动力系数计算预示飞行器的视加速度a；根据所述导航参数和所述气动力矩系数计算预示飞行器的角加速度根据所述导航参数计算各个测压孔压力系数Cpi；根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力Pi。该方法基于飞行器动力学模型，实现了对视加速度、角加速度及飞行器各个测压孔的压力的预示，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。
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公开(公告)号：CN106568464A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610999418.7
申请日：2016-11-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/20
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
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公开(公告)号：CN104808681B
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510102946.3
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104808492A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510128145.4
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
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公开(公告)号：CN103592946A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310503680.4
申请日：2013-10-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种基于视加速度测量的主动段程序自适应纵向制导方法，根据轴向视速度增量累加和自动适应标准程序角，确保在较大的动力偏差下仍能以较高的精度按程序轨迹飞行。轴向视速度增量累加和-俯仰程序角数据表，以诸元形式装订，运载器仅依靠视加速度测量量即可生成程序指令，无需其他输入条件及复杂运算；制导指令根据实际动力水平自适应变化，无需辅助导引，从而避免了导引量分配的矛盾。在实际使用中对输入输出量均采取可靠性措施确保此发明工程应用可行。
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公开(公告)号：CN106568464B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610999418.7
申请日：2016-11-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
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公开(公告)号：CN106895855A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710239543.2
申请日：2017-04-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法，通过卫星导航提供的位置、速度信息，和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式，估计惯性导航初始基准误差，修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式，对姿态角进行修正，同时对速度和位置进行修正，最终实现提高姿态角解算精度，提高中制导与末制导交班精度的目的。
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公开(公告)号：CN106477071A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201611060667.6
申请日：2016-11-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。
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