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公开(公告)号：CN119935556A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411928284.0
申请日：2024-12-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于多信息的发动机故障融合判别方法，控制系统通过捷联惯组获取火箭的质心和绕心运动参数，经过信号的采集、转换和计算，获得三轴的角速度和视加速度。利用角速度，基于扩张状态观测器，得到角加速度信息。同时，利用火箭的发动机安装角信息、实时摆角信息、质量特性信息在线辨识推力，并结合发动机动力系统提供的推力信息，实时诊断发动机故障。
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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。
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公开(公告)号：CN106909166B
公开(公告)日：2020-05-08
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。
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公开(公告)号：CN106927063B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710115352.5
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种惯组输出数据的模拟方法及装置。该方法包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。本发明实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。
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公开(公告)号：CN106813663A
公开(公告)日：2017-06-09
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106802150A
公开(公告)日：2017-06-06
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
CPC classification number: G01C21/16 , G01C25/005
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：CN105844037A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610192266.X
申请日：2016-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5036
Abstract: 一种三捷联惯组量化动态阈值生成方法。本发明利用数据窗口的设计思想，通过蒙特卡洛打靶方法生成的带有误差模型的弹道数据；之后以步长1依次递推，依次求N个样本数据的平均数据值作为新样本数据的第M个样本数据的数据值，生成新样本数据；然后计算获得每个新样本数据的出现概率，最后阈值置信区间估计。本发明当器件以脉冲的形式输出的时候，能够有效生成阈值，通过窗口的叠加，可以对数据进行平滑处理，提高生产精度，且算法简单、高效。
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公开(公告)号：CN105841697A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610177998.1
申请日：2016-03-25
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: G01C21/165 , G01C21/20
Abstract: 本发明涉及一种多源惯性导航信息合理性判别方法，属于组合导航技术领域，具体涉及一种应用于惯性?卫星组合导航技术领域，该方法能够在多套惯性导航信息解算单元配置情况下，对惯性导航信息的合理性进行判别和信息进行决策。本发明的方法通过对单拍数据进行有效性判别，以剔除出现故障的惯性解算单元发送的惯性导航信息，提高惯性导航信息的正确性；本发明的方法能够适应通信故障造成的惯性导航信息部分缺失现象，用通信正常的惯性导航信息进行组合导航计算，提高所使用的惯性导航信息的可靠性。
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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：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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