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公开(公告)号：CN107515612B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201710683550.1
申请日：2017-10-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，该方法包括以下步骤：S1、输入环境专业数据；S2、根据环境专业提供的弹性运动相关数据，建立由侧喷流开关动作产生的弹性箭体角速度数学模型；S3、根据箭体弹性运动特性，设计相应的滤波器；S4、设计与控制性能相匹配的控制门限，合理控制侧喷流喷管开启频率；S5、设计智能节能控制策略，使开启频率门限进行自适应调整。本发明基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，能够实现侧喷流姿控发动机开关动作智能自适应控制策略，能够最大限度抑制高频弹性振动对姿态控制产生的干扰，使得控制效率得到大大增强，以满足固体运载火箭姿态控制精度的需求。
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公开(公告)号：CN109484674B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201811187583.8
申请日：2018-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN109484675B
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN201811289789.1
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器状态参数；计算航天器当前轨道根数、地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度；根据所述地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度得到适应于当前轨道状态应该具有的标准轨道速度矢量；根据所述标准轨道速度矢量与当前实际轨道速度矢量，计算速度矢量的偏差量、剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角；利用所述计算的剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角进行姿态控制和关机控制，涉及轨道控制技术领域。本发明实时性强，制导精度高，对轨道的调整能力强，航天器上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN109484675A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811289789.1
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器状态参数；计算航天器当前轨道根数、地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度；根据所述地心矢径和当前轨道相对于标准轨道的旋转角度得到适应于当前轨道状态应该具有的标准轨道速度矢量；根据所述标准轨道速度矢量与当前实际轨道速度矢量，计算速度矢量的偏差量、剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角；利用所述计算的剩余飞行时间DT、俯仰程序角和偏航程序角进行姿态控制和关机控制，涉及轨道控制技术领域。本发明实时性强，制导精度高，对轨道的调整能力强，航天器上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN109484674A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811187583.8
申请日：2018-10-12
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106383523B
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201610874908.4
申请日：2016-09-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器非线性姿态控制系统稳定性分析方法，属于飞行器姿态控制领域。该方法首先计算飞行器飞行状态对应的动力系数，用死区阈值h表达其中的对应项；之后绘制飞行器线性部分传递函数乃奎斯特曲线和非线性部分负倒描述函数曲线，若两曲线没有交汇点，则判断非线性系统稳定，设计俯仰通道死区阈值为h的取值，否则判断非线性系统不稳定；该方法给出了不同阈值条件下闭环系统的稳定性判别方法，从理论上提出了死区阈值对应的闭环回路稳定性判定依据。
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公开(公告)号：CN109398763A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811287860.2
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法，包括以下步骤：初始化航天器的计算参数；计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数；计算轨道根数偏差量；若其满足误差门限要求，则输出此时的控制变量对航天器进行姿态控制及关机控制；若轨道根数偏差量不满足误差门限要求，则根据轨道根数偏差量计算控制变量修正值；根据修正值修正初始参数并重新计算航天器发动机处于理论关机点时的轨道根数，重复上述步骤，直至轨道根数偏差量满足误差门限要求，输出此时的控制变量，制导计算结束，涉及轨道控制领域。本发明计算量小，制导精度高，对轨道的调整和适应性强，飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低。
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公开(公告)号：CN109724624B
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN201811633089.X
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于机翼挠曲变形的机载自适应传递对准方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域。本发明根据机载主惯导信息计算子惯导初始位置、速度、姿态信息，并进行惯导捷联解算；根据飞行高度，对观测噪声Rk进行调整，并进行子惯导的对准解算，实现滤波算法的自适应，有效地提高了速度加姿态匹配算法的环境适应能力及对准精度；算法不仅实现简单，运行可靠，而且快速性好、自适应性强，具有较佳的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN109359408A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811287870.6
申请日：2018-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种空面导弹控制全流程仿真系统，涉及弹道导弹仿真技术领域。本发明的空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器，高速实时仿真计算机，弹载计算机、综合控制器、舵机和电源。各部分之间通过CAN总线及1553B总线建立通讯网络，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成导航制导规律闭环解算。本发明实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证。本发明还公开了一种空面导弹控制全流程仿真方法，轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。
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公开(公告)号：CN107515612A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710683550.1
申请日：2017-10-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，该方法包括以下步骤：S1、输入环境专业数据；S2、根据环境专业提供的弹性运动相关数据，建立由侧喷流开关动作产生的弹性箭体角速度数学模型；S3、根据箭体弹性运动特性，设计相应的滤波器；S4、设计与控制性能相匹配的控制门限，合理控制侧喷流喷管开启频率；S5、设计智能节能控制策略，使开启频率门限进行自适应调整。本发明基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法，能够实现侧喷流姿控发动机开关动作智能自适应控制策略，能够最大限度抑制高频弹性振动对姿态控制产生的干扰，使得控制效率得到大大增强，以满足固体运载火箭姿态控制精度的需求。
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