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公开(公告)号：CN114413691B
公开(公告)日：2024-06-04
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：CN112660426A
公开(公告)日：2021-04-16
申请号：CN202011480607.6
申请日：2020-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭软着陆制导方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明通过自适应发动机开机方法获取发动机开机指令，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件，而且根据火箭着陆飞行状态建立的火箭动力软着陆段在线轨迹规划方程，可以实时在线滚动规划后续飞行过程偏差适应能力最强的标称轨迹；通过制导跟踪方法，可以将火箭导引向实时生成的标称轨迹，大大降低火箭着陆过程中干扰的影响；此外，本发明还通过小步长预测关机方法确定发动机关机条件，进一步提升火箭的着陆精度。
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公开(公告)号：CN112550769A
公开(公告)日：2021-03-26
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：CN109573103A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811373001.5
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
Abstract: 本发明一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，在运载火箭推力下降故障出现后，判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道，若不能，则判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道；将剩余运载能力量化为进入原目标轨道和安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，减小救援轨道的求解空间，提升求解效率。
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公开(公告)号：CN101723096B
公开(公告)日：2013-05-01
申请号：CN200910243094.4
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τin代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角ψcxn、最后对当前时刻的迭代程序角增量Δψcx进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。
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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：CN101672657A
公开(公告)日：2010-03-17
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ε x 进行比较，若差值超过预设的门限ε x ，则设标志Δθ ij 为1，否则Δθ ij 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Δθ ij 相加得到F Txi ，若F Txi 大于等于预设的阈值M，并且不等于F Tx1 、F Tx2 、…F TxN 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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公开(公告)号：CN114237269B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202111429113.X
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本申请涉及空间飞行器控制技术领域，公开一种用于构建姿态控制系统极性故障模式识别模型的方法，包括：获取多个训练样本和各训练样本分别对应的样本标签；各训练样本包括样本姿态控制参数数据；将带有样本标签的训练样本输入预设的神经网络进行训练，获得姿态控制系统极性故障模式识别模型。以能够通过姿态控制系统极性故障模式识别模型对姿态控制系统的各种极性故障模式进行识别。本申请还公开一种用于构建姿态控制系统极性故障模式识别模型的装置及电子设备、存储介质，一种用于识别姿态控制系统极性故障模式的方法及装置、电子设备、存储介质。
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公开(公告)号：CN114239134A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111431112.9
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本申请实施例涉及飞行器故障辨识技术领域，公开一种用于构建控制极性故障辨识样本数据的方法，包括：对预设的第一仿真飞行模型中的各模型参数进行拉偏，获得第二仿真飞行模型；按照预设的极性故障模式利用第二仿真飞行模型进行飞行器模拟飞行，并获取模拟飞行过程中飞行器的飞行姿态信息和四路舵指令信息；根据模拟飞行过程中飞行器的飞行姿态信息和四路舵指令信息构建样本数据。通过对预设的仿真飞行模型中的各模型参数进行拉偏来实现在不同飞行环境下的飞行模拟，提高了样本数据对应的飞行环境的丰富程度，使得通过样本数据训练出来的模型对真实飞行环境下的姿态控制系统极性故障模式识别更加准确。
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