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公开(公告)号：CN120043406A
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202411928277.0
申请日：2024-12-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于预报风场的在线实时风修攻角计算方法，在飞行过程中，根据飞行器的飞行高度，得到实时风场信息，包括风速、风向，计算得到风矢量在发射坐标系的投影；通过飞行器上导航信息得到飞行器本体速度，基于飞行器本体速度和风矢量在发射坐标系的投影，得到发射坐标系空速矢量和空速大小，从而得到载荷攻角和侧滑角。本发明将运载火箭传统的基于风场的离线计算攻角的模式转化为飞行中结合导航信息在线实时计算模式，是一种创新的、实用的、效果明显的工程设计方法。
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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：CN114237269B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202111429113.X
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本申请涉及空间飞行器控制技术领域，公开一种用于构建姿态控制系统极性故障模式识别模型的方法，包括：获取多个训练样本和各训练样本分别对应的样本标签；各训练样本包括样本姿态控制参数数据；将带有样本标签的训练样本输入预设的神经网络进行训练，获得姿态控制系统极性故障模式识别模型。以能够通过姿态控制系统极性故障模式识别模型对姿态控制系统的各种极性故障模式进行识别。本申请还公开一种用于构建姿态控制系统极性故障模式识别模型的装置及电子设备、存储介质，一种用于识别姿态控制系统极性故障模式的方法及装置、电子设备、存储介质。
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公开(公告)号：CN114239134A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111431112.9
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本申请实施例涉及飞行器故障辨识技术领域，公开一种用于构建控制极性故障辨识样本数据的方法，包括：对预设的第一仿真飞行模型中的各模型参数进行拉偏，获得第二仿真飞行模型；按照预设的极性故障模式利用第二仿真飞行模型进行飞行器模拟飞行，并获取模拟飞行过程中飞行器的飞行姿态信息和四路舵指令信息；根据模拟飞行过程中飞行器的飞行姿态信息和四路舵指令信息构建样本数据。通过对预设的仿真飞行模型中的各模型参数进行拉偏来实现在不同飞行环境下的飞行模拟，提高了样本数据对应的飞行环境的丰富程度，使得通过样本数据训练出来的模型对真实飞行环境下的姿态控制系统极性故障模式识别更加准确。
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公开(公告)号：CN114153193A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111431027.2
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本申请实施例提供一种结合扩张状态观测器和BP神经网络的极性故障识别方法，包括：获取姿态控制系统发生极性故障的情况下飞行器对应的箭体角速度、姿态角偏差和受控指令，并获取极性故障的极性故障类型；将箭体角速度、箭体角加速度、姿态角偏差和受控指令确定为模型输入训练数据，将带有极性故障类型的模型输入训练数据确定为第一训练样本；利用第一训练样本构建姿态控制系统极性故障类型识别模型；利用姿态控制系统极性故障类型识别模型进行极性故障类型识别。这样能够识别姿态控制系统发生的极性故障类型并在线完成重构，避免故障产生更深远的影响。本申请还公开一种结合扩张状态观测器和BP神经网络的极性故障识别装置、电子设备、存储介质。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112550768A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011471316.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。本发明提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本发明解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN119749882A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411928283.6
申请日：2024-12-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于四元数的旋转分离调姿方法，针对卫星分离的姿态要求和角速度要求，将程序角规划过程分为两个阶段，第一段为定向调姿段，通过卫星分离时间点向前倒推，得到角速度为0时对应的姿态四元数，作为调姿结束时刻程序四元数；第二段为起旋、稳定和消旋段，根据角速度要求，设计起旋、稳定旋转和消旋程序四元数；将箭体姿态调整到调姿结束时刻程序四元数后，再根据起旋、稳定旋转和消旋程序四元数，将角速度线性从0加速至分离要求的角速度，至分离时刻点，卫星分离姿态和角速度均达到预期值。本发明为多卫星一次性安全分离提供通用性解决方案，避免调姿过程的姿态解算歧义问题，具有较强通用性，保证了多卫星一次性安全分离可靠性。
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公开(公告)号：CN112550768B
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202011471316.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。本发明提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本发明解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现。
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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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公开(公告)号：CN119958390A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411928285.5
申请日：2024-12-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于预报风场的在线高效减载控制方法，首先获取箭上实时解算的载荷攻角和侧滑角；对载荷攻角和侧滑角进行限幅处理，进行增益控制网络计算后，生成攻角控制指令，姿控系统结合减载需求和制导纠偏能力，在载荷敏感区实施直接攻角控制；生成俯仰和偏航反馈控制指令，实施主动减载控制，补偿攻角控制产生的误差。本发明这种在线主动、被动减载方式涵盖了飞行时真实存在的偏差或干扰影响，产生的减载指令与实际飞行的匹配性更优，通用性好，易实现，具有更好的减载效果。
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