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公开(公告)号：CN106066648A
公开(公告)日：2016-11-02
申请号：CN201610695140.4
申请日：2016-08-19
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: G05D1/0808 , G05D1/101
Abstract: 本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根据α(t)的范围进一步得到及根据调姿总时间T和参数α(t)计算参数从而计算得到t时刻在线规划的程序四元数。本发明针对调姿目标姿态随时间变化，且目标姿态时变过程中调姿范围可由小于180度变为大于180度的情形，提供了一种普适性强、易于软件实现的飞行器调姿程序四元数在线规划方法，该方法可保证调姿空间角度为最小，调姿过程平滑连续，实现原理清楚，且简单可靠，算法复杂度低、易于软件实现。
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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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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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公开(公告)号：CN106066648B
公开(公告)日：2017-09-26
申请号：CN201610695140.4
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根据α(t)的范围进一步得到及根据调姿总时间T和参数α(t)计算参数从而计算得到t时刻在线规划的程序四元数。本发明针对调姿目标姿态随时间变化，且目标姿态时变过程中调姿范围可由小于180度变为大于180度的情形，提供了一种普适性强、易于软件实现的飞行器调姿程序四元数在线规划方法，该方法可保证调姿空间角度为最小，调姿过程平滑连续，实现原理清楚，且简单可靠，算法复杂度低、易于软件实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102930164A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210433765.5
申请日：2012-10-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种飞行器控制数据的转换方法，利用模板控制文件从控制数据文本文件中获取控制参数；对读取的各时间点的弹道程序角进行分析和扩展生成处理后的弹道程序角数据；根据读取的各时间点的导航参数和导引常系数计算各时间点所对应的弹道导引变系数，对各时间点所对应的弹道导引变系数进行分析和扩展生成处理后的弹道导引变系数；根据从模板控制文件中读取的数据的属性，生成高级语言能够识别的数据源码文件。本发明的转换方法实现对控制数据的自主分析和处理，能够快速、可靠地将控制数据文本文件转换为火箭飞行控制软件可识别的高级语言数据源码文件。
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公开(公告)号：CN101672606B
公开(公告)日：2012-09-26
申请号：CN200910093789.9
申请日：2009-09-30
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的导引控制方法，特征在于：将标准速度模值v、及标准速度模值v对应的导引常系数导引放大系数Kdψ等标准数值进行装订；通过两点线性插值计算当前点的导引常系数与k′uψ(v)；计算当前点的导引权函数I(t)；进一步计算当前点的制导计算导引量与Uψ(v)，并对与Uψ(v)进行限幅后输出给姿控系统，本发明技术方案通过直接采用火箭速度(或视速度)替换现有通用的以飞行时间作为自变量进行导引控制，使导引计算过程不再受到各级关机、分离以及入轨时间偏差的影响，提高导引的准确性。
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公开(公告)号：CN101672657B
公开(公告)日：2011-04-27
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εx进行比较，若差值超过预设的门限εx，则设标志Δθij为1，否则Δθij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Δθij相加得到FTxi，若FTxi大于等于预设的阈值M，并且不等于FTx1、FTx2、...FTxN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：CN109407688B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811527023.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的质心运动解耦方法，本发明垂直起降重复使用火箭在线轨迹规划的质心运动解耦描述避免了在构建动力学方程过程中产生形如Tx2+Ty2+Tz2＝T2的非线性等式，也可以将垂直起降重复使用火箭竖直Y方向、横纵X,Z方向的特性描述区分开，同时也可以将X,Y,Z三个方向的加速度ax,ay,az相关的等式与不等式约束分开描述，以及由加速度ax,ay,az所产生的变量的等式与不等式约束的分开描述，避免了在线轨迹规划中的锥约束，提升了计算效率，从而保证了在线轨迹规划算法中制导和姿控指令的合理性，保证了火箭在飞行过程中轨迹规划不会超出火箭本身的能力范围。
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公开(公告)号：CN109407688A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811527023.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的质心运动解耦方法，本发明垂直起降重复使用火箭在线轨迹规划的质心运动解耦描述避免了在构建动力学方程过程中产生形如Tx2+Ty2+Tz2＝T2的非线性等式，也可以将垂直起降重复使用火箭竖直Y方向、横纵X,Z方向的特性描述区分开，同时也可以将X,Y,Z三个方向的加速度ax,ay,az相关的等式与不等式约束分开描述，以及由加速度ax,ay,az所产生的变量的等式与不等式约束的分开描述，避免了在线轨迹规划中的锥约束，提升了计算效率，从而保证了在线轨迹规划算法中制导和姿控指令的合理性，保证了火箭在飞行过程中轨迹规划不会超出火箭本身的能力范围。
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