-
公开(公告)号：CN112810834A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202011542965.5
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，步骤包括：确定模拟飞行初始参数；获取初始时刻测试地点导航初始参数；通过推力曲线模拟轨道飞行；根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制。本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN106908085B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括步骤：给定需要控制的测星指向程序角和时间，试验地点纬度、射向，已知转台的框架结构方式和坐标系定义，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角；已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵；计算转台三框控制角度。过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106909166A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710115354.4
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
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种升交点赤经参数的修正方法及装置。该方法包括：获取运载器的实际起飞时间，及所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数；计算所述实际起飞时间与预定起飞时间之间的时间偏差；将所述时间偏差进行限幅处理，以获取限幅后的时间偏差；根据所述限幅后的时间偏差，计算升交点赤经参数偏差量；根据所述升交点赤经参数偏差量，修正所述实际起飞时间对应的升交点赤经参数。本发明解决了运载器延迟发射时，升交点赤经参数发生变化，运载器无法准确进入预定轨道的问题，实现了提高运载器飞行控制可靠性的效果。
-
公开(公告)号：CN106895854A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710229204.6
申请日：2017-04-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种星光修正精度地面试验方法，包括如下步骤：通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；计算起飞后给定时间的姿态角理论值；星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值；计算星光修正误差：姿态测量值‑理论值；根据获得的修正值进行判定。与现有技术相比，本发明的地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，能够解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
-
公开(公告)号：CN117826593A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311812260.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，包括：根据理论参数，计算得到发动机理论过载；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据发动机理论过载和视加速度估计值，计算得到迭代制导自适应阻尼系数；根据迭代制导自适应阻尼系数，计算得到迭代制导用三级二次工作时间；根据迭代制导用三级二次工作时间进行迭代制导控制。本发明所述的适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，解决了三级二次小推力情况下的迭代制导发散问题。
-
公开(公告)号：CN112859892B
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202011455174.9
申请日：2020-12-10
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种基于典型特征信息的动态过程稳定控制方法，该方法根据预先设计确定校正网络切换时间，在每个周期内判断是否进行网络切换，并提取当前控制周期与输入相关的特征信息，用提取的输入特征信息和输出特征信息，分别对切换后的校正网络进行初始化，利用输入特征信息对需切换的网络中所有与输入相关的变量进行初始化；利用输出特征信息对需切换的网络中所有与输出相关的变量进行初始化；在初始化完成的基础上，计算网络切换当前周期的输出量。本发明简单清晰，易于实现，不需要增加任何硬件设备，可消除动态过程中由于校正网络切换带来的控制指令跳变，本发明提高了飞行器姿控系统设计稳定性和可靠性。
-
公开(公告)号：CN112380728B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202011378765.0
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , F02K9/60 , B64G1/40 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种发动机预冷时间预估方法和系统，该方法包括：根据标准轨道信息，确定理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)；根据确定的理论本级关机时间Tk2，以及Tk2时刻对应的速度(Vxk、Vyk、Vzk)和位置(xk、yk、zk)，通过制导计算得到本级关机时间Tk2′；计算得到本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值；根据计算得到的本级关机时间Tk2′与理论本级关机时间Tk2的差值，确定实际发动机预冷时间Tkyl。本发明可以预估出发动机预冷时间，算法实时计算自适应性强。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
55
records
(took 0.037 seconds)
