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公开(公告)号：CN114417569B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202111595032.7
申请日：2021-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，该方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本申请将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
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公开(公告)号：CN119929183A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411917032.8
申请日：2024-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种发射地火转移轨道的全窗口自适应制导方法，包括：根据发射时间规划基于二次曲线的迭代制导目标轨道，得出轨道根数；预估火箭飞行的最后一个主动段的关机时间，根据地球自转角速度和所述关机时间对受飞行时间影响的目标轨道根数进行修正；根据发射时间建立迭代制导初值，结合目标轨道根数，采用单级迭代制导方法，在火箭飞行的最后一个主动段，在每个制导周期进行迭代制导计算以更新程序角；根据发射时间，更新最后一个主动段的关机量，用于结束主动段飞行。本发明实现了对主动段制导方法的自适应调整，实现对发射时间偏差的修正，达到了全窗口内高精度入轨的目的。
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公开(公告)号：CN111597702B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202010390797.6
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , B64G1/24 , B64G1/62 , G06F119/14
Abstract: 一种火箭着陆轨迹规划方法及装置，包括：根据火箭发动机推力调节能力，计算着陆段采用最大推力和最小推力两种状态完成着陆的最大纵向速度‑高度剖面和最小纵向速度‑高度剖面；计算不同高度下所述最大纵向速度‑高度剖面和最小纵向速度‑高度剖面对应的速度平均值，进而得到可行域最大的纵向速度‑高度标准剖面；根据实际飞行高度变化趋势以及所述纵向速度‑高度标准剖面，最小化飞行过程期望纵向速度与实际纵向速度的偏差，构建可行域最大化的优化目标函数；根据所述优化目标函数规划火箭着陆轨迹。采用本申请中的方案，提升了在线规划的着陆轨迹对偏差的适应能力，有利于火箭安全着陆。
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公开(公告)号：CN117419611A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311198161.1
申请日：2023-09-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种比冲下降后基于数值规划的剩余运载能力评估方法，用故障发生时间、剩余推力百分比和推进剂泄露百分比，作为表征比冲下降故障的特征量。通过离线搜索不同特征量组合条件下火箭能够进入目标轨道和安全停泊轨道的故障适应范围，评估故障后的剩余运载能力能够将载荷送到的位置。最后将故障适应范围离线装订到箭上，在发生故障后根据故障发生时间、剩余推力百分比和推进剂泄露百分比三个量，迅速找到与该故障对应的适应范围，实现剩余运载能力评估。
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公开(公告)号：CN114216376B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202111497408.0
申请日：2021-12-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本申请提供一种运载火箭的多载荷分级优化方法，该方法包括：确定真空环境下的运载火箭上升段质心运动方程；确定入轨级第一主动段的约束条件、入轨级滑行段的约束条件、入轨级第二主动段的约束条件；根据运动方程和各约束条件确定多载荷分级优化策略。本提案提供的方法根据真空环境下的运载火箭上升段质心运动方程、入轨级第一主动段的约束条件、入轨级滑行段的约束条件、入轨级第二主动段的约束条件确定多载荷分级优化策略，实现了目标轨道不明确情况下的多载荷分级优化策略的确定。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN112363518B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202011018944.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
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公开(公告)号：CN109711010B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN201811528443.2
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: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。当飞行接近结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。
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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：CN112325710B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202011018922.7
申请日：2020-09-24
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大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；步骤2、确定非线性调节时间t1；步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。
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