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公开(公告)号：CN112363518B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202011018944.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
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公开(公告)号：CN112325710B
公开(公告)日：2023-03-31
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：CN115631219A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211188625.6
申请日：2022-09-28
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种图像匹配的方式处理数据图像的判读方法及系统，包括对作动器数据进行自动分割，得到作动器位移角度数据和作动器动作角度数据；分别绘制位移角度散点图和动作角度散点图；将位移角度散点图和动作角度散点图分别变换为位移伺服曲线和动作伺服曲线；将位移伺服曲线和动作伺服曲线进行灰度化，得到灰度图；将灰度图进行二值化，将二值化图像进行归一化的相关性匹配，根据若干归一化匹配结果，确定相关峰阈值；若归一化匹配结果大于相关峰阈值，则作动器位移角度数据和作动器动作角度数据配准成功，绘制复合图像；若小于相关峰阈值，则配准未成功，绘制复合图像，进行排故。避免了大批量生产时人力、时间消耗，保证判读的正确性。
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公开(公告)号：CN109597410B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN201811437340.5
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种自主路径规划的可移动测试台及自主寻路方法，自主移动系统承载测试设备，接收人为输入的地点信息，进行路径规划，进行路径优化获取最优路径，依照最优路径达计算出运动信息；自适应电缆支撑架用于支撑测试设备与外部连接的电缆，使得电缆连接处的弯折角度满足角度阈值要求。本发明可以代替测试人员将设备自主移动到指定的测试工位，减少人力成本，减少了搬移过程中可能对设备造成的损伤。同时在高电离辐射环境下，代替测试人员完成测试，为测试人员职业安全提供保障。本发明可快速构建试验室环境地图，减少前期准备工作，也不需要对试验现场进行改造，就可以应用于陌生的测试环境中，大幅提高了测试台的应用范围。
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公开(公告)号：CN110991949A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911041856.2
申请日：2019-10-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06Q10/08
Abstract: 一种航天控制系统产品库存智能管理系统，包括产品入库管理规划模块和智能存储模块，产品入库管理规划模块包括产品自动识别系统和存储空间规划系统，产品自动识别系统包括产品信息采集装置、产品数据库和条码生成器，产品信息采集装置将产品外观图像和铭牌进行采集，与产品库中标准模板相匹配，生成唯一产品编码，存储空间规划系统通过空间规划算法，根据产品信息，对尺寸、重量、使用频率信息设定不同的权重，根据当前货柜中剩余库存容量设计出最优存储方案，智能存储模块由产品存取执行系统、柔性智能立体货柜和库存数据管理系统组成。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108897305B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201810695931.6
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种控制系统系统集成交付立体测试平台，包括主体框架、供配电系统，静电释放系统，视觉识别及执行系统，惯性器件隔离系统；主体框架为三层结构，上层设置托板，托板用于布置飞行控制系统单机；中层用于布置飞行控制系统电缆网主体结构；下层用于布置测试飞行控制系统的测试发射控制系统单机、测试设备以及供配电系统；供配电系统为立体测试平台供电。本发明的主体框架为三层结构，将飞行控制系统单机、飞行控制系统电缆网、部分测试发射控制系统单机分层布置，布局清晰，便于电缆的连接、查找及更换，避免人员的误操作；有效减少电缆网测试过程中损伤的风险；有效减少了不同种类电缆交叉重叠，提高了测试效率。
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公开(公告)号：CN106813663B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201710103363.1
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种惯性导航数据与卫星导航数据同步方法，包括如下步骤：获取惯性导航数据，获取卫星导航数据；提取卫星导航秒脉冲时刻t，提取卫星导航秒脉冲时刻t前后两个时间点t1、t2的惯性导航数据，计算卫星导航秒脉冲时刻t与t2之间的间隔时间tGPS，tGPS＝t2‑t；计算比例系数Kr：T为两个时间点t1、t2之间的时间间隔；计算t时刻惯性导航位置参数和速度参数；计算t时刻的惯性导航姿态四元数。本发明利用两个惯性导航时刻的数据换算获得秒脉冲的发送时刻的惯性导航数据，实现了惯性导航数据与卫星导航数据同步，提高了数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN110104218A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910316168.6
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角非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非线性补偿角度；将计算出的预偏角非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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公开(公告)号：CN106802150B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710115355.9
申请日：2017-03-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基准偏差消除方法及装置。该方法包括：获取从惯性测量组合相对于主惯性测量组合的方位差；采集主惯性测量组合和从惯性测量组合的加速度计信息；计算主惯性测量组合和从惯性测量组合的不水平度；根据所述方位差和所述不水平度，计算从惯性测量组合到主惯性测量组合的基准转换矩阵；当主惯性测量组合切换至从惯性测量组合后，利用所述基准转换矩阵，消除运载器惯性导航数据的基准偏差。本发明解决了目前惯性测量组合进行切换后，运载器惯性导航数据会产生基准偏差，进而影响运载器飞行控制精确度的问题，实现了消除运载器惯性导航数据基准偏差，提高运载器飞行控制精确度的效果。
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公开(公告)号：CN107797455A
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201711099168.2
申请日：2017-11-09
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: 一种运载火箭伺服机构非线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始非线性归零时刻、非线性归零时刻，然后得到各个伺服机构的非线性归零时间以及对应的时间参数，最后根据各个伺服机构的时间参数计算得到对应的归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构非线性平滑归零。
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