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公开(公告)号：CN112945229B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202110178565.9
申请日：2021-02-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种双十表惯组主从冗余方法，所述方法包括以下步骤：S1:在所述主惯组和所述从惯组内，分别进行故障表检测，并执行故障表隔离操作；S2:在所述主惯组和所述从惯组内，分别利用故障表隔离操作之后的无故障表进行导航计算，分别得到主惯组导航信息和从惯组导航信息；S3:根据冗余信息使用真值表确定采用所述主惯组和所述从惯组之一进行导航控制，并根据被确定的惯组所输出的导航信息进行导航。本发明能够有效利用冗余信息，满足二度及二度以上单表级故障的情况下可靠工作的需求，最大限度地对故障进行检出，同时避免误判和漏判的发生。
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公开(公告)号：CN114396837B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202111595037.X
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本申请的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
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公开(公告)号：CN112945277B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202110178528.8
申请日：2021-02-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种在陀螺双五表配置下的故障判别方法，所述方法包括以下步骤：S1:在所述第一惯组和所述第二惯组内，分别进行故障表一致性检测，并执行故障表隔离操作；S2:判断所述第一惯组和所述第二惯组内是否存在陀螺出现二度故障的惯组；S3:若存在陀螺出现二度故障的惯组，则执行惯组间的陀螺故障判别和定位方法，检测所述陀螺出现二度故障的惯组的对应正交表是否故障。本发明能够有效利用冗余信息，满足二度及二度以上单表级故障的情况下可靠工作的需求，最大限度地对故障进行检出，同时避免误判和漏判的发生。
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公开(公告)号：CN114396837A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111595037.X
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本申请提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本申请的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
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公开(公告)号：CN117029585A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311014472.8
申请日：2023-08-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明公开了一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法。在闭环制导段，首先采用经典闭环制导计算当前控制周期预估的终端状态和闭环制导程序角变化规律；其次，根据任务需求的能力扩展段程序角控制策略，预测能力扩展段视速度增量与视位移增量；然后，计算不考虑能力扩展情况下的理想视速度增量和视位移增量，给出能力扩展导致的视速度增量偏差和视位移增量偏差，并将该偏差作为补偿量，修正闭环制导估计的终端状态量；最后，根据更新后的终端状态量给出本周期程序角指令，并在每个控制周期滚动执行上述方法，至闭环制导停止时刻结束。本发明使火箭的终端状态能够满足入轨精度的同时，通过能力扩展段实现对传统非制导类任务需求的控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115993076A
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202211541142.X
申请日：2022-12-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/01
Abstract: 本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法，包括获取迭代程序角、期望终端程序角以及估计的火箭剩余飞行时间；根据迭代程序角和期望终端程序角判断是否需要对终端程序角进行调整；根据估计的火箭剩余飞行时间判断火箭所处的时间阶段；计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量；计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；根据第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量；根据迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角；根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线，以满足稳定性。
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公开(公告)号：CN112945229A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110178565.9
申请日：2021-02-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种双十表惯组主从冗余方法，所述方法包括以下步骤：S1:在所述主惯组和所述从惯组内，分别进行故障表检测，并执行故障表隔离操作；S2:在所述主惯组和所述从惯组内，分别利用故障表隔离操作之后的无故障表进行导航计算，分别得到主惯组导航信息和从惯组导航信息；S3:根据冗余信息使用真值表确定采用所述主惯组和所述从惯组之一进行导航控制，并根据被确定的惯组所输出的导航信息进行导航。本发明能够有效利用冗余信息，满足二度及二度以上单表级故障的情况下可靠工作的需求，最大限度地对故障进行检出，同时避免误判和漏判的发生。
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公开(公告)号：CN112380692B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011262072.5
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭大气层内轨迹规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够实现在大气层内故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；提出的模型补偿序列凸规划方法能够适应复杂的大气模型，对火箭、导弹等飞行器的大气层内飞行轨迹规划具有通用性。
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公开(公告)号：CN112945277A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110178528.8
申请日：2021-02-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种在陀螺双五表配置下的故障判别方法，所述方法包括以下步骤：S1:在所述第一惯组和所述第二惯组内，分别进行故障表一致性检测，并执行故障表隔离操作；S2:判断所述第一惯组和所述第二惯组内是否存在陀螺出现二度故障的惯组；S3:若存在陀螺出现二度故障的惯组，则执行惯组间的陀螺故障判别和定位方法，检测所述陀螺出现二度故障的惯组的对应正交表是否故障。本发明能够有效利用冗余信息，满足二度及二度以上单表级故障的情况下可靠工作的需求，最大限度地对故障进行检出，同时避免误判和漏判的发生。
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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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