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公开(公告)号：CN112612292B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202011441181.3
申请日：2020-12-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 北京理工大学
Inventor： 张磊 , 黄万伟 , 杜立夫 , 李妍妍 , 刘江 , 张惠平 , 贾志强 , 杨广慧 , 张瑞 , 李冬 , 刘晓东 , 闵勇 , 蒋丽敏 , 吴建武 , 赵坤 , 董纯 , 曹煜 , 王光辉 , 李辉 , 唐山 , 朱榕 , 魏小丹
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种运载器主动段的高效减载方法，包括运载头部据顶端0.5米至0.8米位置安装栅格舵，所述栅格舵包括栅格舵本体和安装于所述栅格舵本体的四个舵片，栅格舵采用伺服电机驱动，所述栅格舵依靠运载器飞行过程中空气动力产生控制力，所述控制力用于控制姿态减小攻角。高效减载方法是增加头部的栅格舵和尾部的柔性喷管进行联合控制，将增加的栅格舵加入减载回路，由于又加入一种执行机构，控制能力增加，使得运载器更快减小攻角，栅格舵的控制力有利与载荷减小，更高效的减载。
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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。
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公开(公告)号：CN112612292A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011441181.3
申请日：2020-12-08
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Inventor： 张磊 , 黄万伟 , 杜立夫 , 李妍妍 , 刘江 , 张惠平 , 贾志强 , 杨广慧 , 张瑞 , 李冬 , 刘晓东 , 闵勇 , 蒋丽敏 , 吴建武 , 赵坤 , 董纯 , 曹煜 , 王光辉 , 李辉 , 唐山 , 朱榕 , 魏小丹
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种运载器主动段的高效减载方法，包括运载头部据顶端0.5米至0.8米位置安装栅格舵，所述栅格舵包括栅格舵本体和安装于所述栅格舵本体的四个舵片，栅格舵采用伺服电机驱动，所述栅格舵依靠运载器飞行过程中空气动力产生控制力，所述控制力用于控制姿态减小攻角。高效减载方法是增加头部的栅格舵和尾部的柔性喷管进行联合控制，将增加的栅格舵加入减载回路，由于又加入一种执行机构，控制能力增加，使得运载器更快减小攻角，栅格舵的控制力有利与载荷减小，更高效的减载。
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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。
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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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112781614B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202011539357.9
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法，步骤包括：主从惯组方位差测量；进行主从惯组数据采集；通过主从惯组测量得到不水平度，采用主从惯组测量的加速度计输出数据分别计算主从惯组的不水平度，获得从惯组相对于主惯组的不水平度差；计算从惯组相对于主惯组基准转换矩阵，进而得到从惯组的安装误差补偿矩阵；通过从惯组相对于主惯组基准转换矩阵可将从惯组导航基准与主惯组统一，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度,完成火箭双捷联惯组基准一致补偿。本发明通过获得从惯组相对于主惯组的不水平度差和方位差，用于计算从惯组安装误差补偿矩阵，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度。
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公开(公告)号：CN112859892A
公开(公告)日：2021-05-28
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。
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公开(公告)号：CN112781614A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011539357.9
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法，步骤包括：主从惯组方位差测量；进行主从惯组数据采集；通过主从惯组测量得到不水平度，采用主从惯组测量的加速度计输出数据分别计算主从惯组的不水平度，获得从惯组相对于主惯组的不水平度差；计算从惯组相对于主惯组基准转换矩阵，进而得到从惯组的安装误差补偿矩阵；通过从惯组相对于主惯组基准转换矩阵可将从惯组导航基准与主惯组统一，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度,完成火箭双捷联惯组基准一致补偿。本发明通过获得从惯组相对于主惯组的不水平度差和方位差，用于计算从惯组安装误差补偿矩阵，消除主从惯性导航数据的基准偏差，保证了运载器飞行控制精确度。
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公开(公告)号：CN112380728A
公开(公告)日：2021-02-19
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。
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公开(公告)号：CN119933898A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411984165.7
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于利用系统质量输出的智能关机方法，包括：获得利用系统剩余推进剂质量输出、推进剂不可用质量、推进剂秒耗量和抬升远地点关机时间；计算剩余推进剂中燃烧剂和氧化剂的预测可工作时间，得到剩余推进剂的预测可工作时间；比较剩余推进剂的预测可工作时间与抬升远地点关机时间，判断液体火箭是否能够飞行到抬升的远地点；根据判断结果，选取抬升远地点对应半长轴或者标准远地点对应半长轴执行关机控制。本发明通过切换卫星入轨目标轨道，以抬高卫星远地点，减少卫星变轨带来的推进剂消耗量，提高了卫星在轨寿命，提高了剩余推进剂的利用率。
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