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公开(公告)号：CN104808681B
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510102946.3
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。
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公开(公告)号：CN104808492A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510128145.4
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
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公开(公告)号：CN104787361B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510154722.7
申请日：2015-04-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。
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公开(公告)号：CN104808681A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510102946.3
申请日：2015-03-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。
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公开(公告)号：CN104808492B
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510128145.4
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107792402B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710864909.5
申请日：2017-09-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭子级回收系统和方法，其中，所述系统包括：回收箱体、探测装置、信号收发装置、多个气囊、充气装置、移动机构和地面控制系统；回收箱体为顶端不封闭的凹型箱体结构；探测装置、信号收发装置和充气装置分别设置在回收箱体上；多个气囊分别设置在所述回收箱体的底部和侧面；充气装置分别与所述多个气囊连接；移动机构设置在回收箱体底部；地面控制系统通过信号收发装置与所述运载火箭子级回收系统远程通信。本发明以现役运载火箭为基础，在对运载火箭子级较少改动的同时完成子级的回收。
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公开(公告)号：CN104809271B
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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公开(公告)号：CN104809271A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510127602.8
申请日：2015-03-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的再入轨迹的计算方法。该方法包括：根据约束条件和飞行器总体参数、特性，计算得到飞行器的再入走廊；根据所述再入走廊和平衡滑翔条件，在再入走廊内通过数值积分迭代计算得到满足航程要求的倾侧角，并根据所述倾侧角计算得到相应的再入轨迹；将得到的再入轨迹的高度-速度剖面映射到阻力加速度-速度剖面，并通过拟合或插值处理得到标称轨迹指令。通过使用本发明所提供的升力式飞行器的再入轨迹的计算方法，可以有效地解决升力式飞行器再入轨迹的设计问题，可以用于辅助制导系统设计，具有工程可实现性。
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公开(公告)号：CN107792402A
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201710864909.5
申请日：2017-09-22
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭子级回收系统和方法，其中，所述系统包括：回收箱体、探测装置、信号收发装置、多个气囊、充气装置、移动机构和地面控制系统；回收箱体为顶端不封闭的凹型箱体结构；探测装置、信号收发装置和充气装置分别设置在回收箱体上；多个气囊分别设置在所述回收箱体的底部和侧面；充气装置分别与所述多个气囊连接；移动机构设置在回收箱体底部；地面控制系统通过信号收发装置与所述运载火箭子级回收系统远程通信。本发明以现役运载火箭为基础，在对运载火箭子级较少改动的同时完成子级的回收。
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公开(公告)号：CN104787361A
公开(公告)日：2015-07-22
申请号：CN201510154722.7
申请日：2015-04-02
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。
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