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公开(公告)号：CN105841697A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610177998.1
申请日：2016-03-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C21/165 , G01C21/20
Abstract: 本发明涉及一种多源惯性导航信息合理性判别方法，属于组合导航技术领域，具体涉及一种应用于惯性?卫星组合导航技术领域，该方法能够在多套惯性导航信息解算单元配置情况下，对惯性导航信息的合理性进行判别和信息进行决策。本发明的方法通过对单拍数据进行有效性判别，以剔除出现故障的惯性解算单元发送的惯性导航信息，提高惯性导航信息的正确性；本发明的方法能够适应通信故障造成的惯性导航信息部分缺失现象，用通信正常的惯性导航信息进行组合导航计算，提高所使用的惯性导航信息的可靠性。
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公开(公告)号：CN104764463A
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201510121900.6
申请日：2015-03-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明公开了一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法，在惯性平台结束了调平瞄准后，令其进入断调平状态，通过此种状态下惯性平台在一段时间内的测量信息来计算惯性平台相对当地的实时姿态，再结合断调平后的时间差将台体姿态推算至调平瞄准结束时刻，进而实现了通过自身测量值来检验惯性平台本次调平瞄准误差的方法，具有操作简单，能够实现精确的调平瞄准误差检测的优点。
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公开(公告)号：CN107063244A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710245394.0
申请日：2017-04-14
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
CPC classification number: G01C21/165
Abstract: 本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。
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公开(公告)号：CN105892481A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201610192260.2
申请日：2016-03-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/102
Abstract: 一种三捷联惯组量化动态阈值置信区间估计方法，属于基于分位数法的阈值置信区间估计方法，首先进行分位数定义，其次将通过蒙特卡洛打靶方法生成带有三捷联惯组误差模型的弹道数据作为样本数据；之后对样本数据按照数值大小进行升序排序，将相同的数值进行合并，计算每一个数据在原样本数据中出现的次数占整体数据的比例，得到每个样本数据的出现概率；最后进行阈值置信区间的估计。该方法可以实现对于不服从正态分布的数据求解其置信区间，能有效地适应量化动态阈值的区间估计，置信度高，且简单易用，便于弹上实现。
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公开(公告)号：CN117870475A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311812530.1
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，包括：获取理论参数和实时测量参数；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据理论参数和实时测量参数的比较结果，结合视加速度估计值，进行制导重构。通过本发明所述的基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，可以在一级飞行段发动机推力下降时进行制导重构，提高了系统适应性。
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Patent Agency Ranking
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：CN112284186A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011017210.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。本发明主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
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公开(公告)号：CN115857325A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211228907.4
申请日：2022-10-09
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于多项式弹道的能量管理制导方法、存储介质，解决了为实现较大射程范围需求导致速度、高度超出约束的问题，属于飞行器制导与控制领域。技术方案包括：获得运动学方程下的高度三阶导数和侧向位移三阶导数；将飞行器的高度和侧向位移分别利用时间的五阶多项式进行描述；确定飞行器高度及侧向位移的所有边界约束，确定两个五阶多项式中的多项式系数，然后对两个五阶多项式求三阶导数；获得控制量攻角变化率和侧滑角变化率，进而获得每个制导周期的攻角和侧滑角，用于制导控制。本发明可增强控制系统的鲁棒性并满足快速规划的实施性需求。
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公开(公告)号：CN115407664A
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202211357268.1
申请日：2022-11-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于神经网络训练的非程序制导方法，属于飞行器制导与控制领域。首先生成包括最优制导指令和最优初始协态的样本；建立神经网络，以最优制导指令与最优初始协态作为神经网络输出，对神经网络进行训练；实际飞行过程中，以当前扰动状态量和拉偏状态量作为神经网络输入，实时产生初始协态和制导指令；基于初始协态，进行弹道规划求解，判断求解结果在1s内是否能够收敛，如果能收敛，则采用初始协态产生的最优制导指令进行制导；如果不能收敛，则采用制导指令进行制导。本发明解决现有弹道规划方法实时性不足、收敛性不足、无法应对复杂非凸在线弹道规划等问题，既能实现制导指令实时生成又能满足终端约束的高精度要求，保证终端精度。
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公开(公告)号：CN112284186B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202011017210.3
申请日：2020-09-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。本发明主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
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