-
公开(公告)号：CN104504188A
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201410785237.5
申请日：2014-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法。根据预测计算的二次再入点速度与路径角计算无量纲前向速度U1；根据飞行器升阻比与最小倾侧角数据计算最大航程R1；根据二次再入段过载设计参数计算最小航程R2；根据走廊设计参数计算二次再入航程能力水平R；根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR。本发明利用解析手段快速预测二次再入段航程能力，实现了初次再入段与二次再入段的衔接，降低了数值预测计算量，提高了开伞点控制精度。可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
-
公开(公告)号：CN104634182B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201410783939.X
申请日：2014-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令。本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
-
公开(公告)号：CN104634183B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410790966.X
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法，主要通过再入飞行器制导导航与控制系统的设备信息和导航信息，按照物理原理和定义，实时计算返回舱的升阻比；根据估计出的升阻比，对再入纵向航程制导律、横向航程制导律进行实时补偿设计，从而消除或减缓升阻比偏离标称设计值对制导精度的影响。根据本方法进行再入飞行器的制导律设计可以提高制导精度和制导回路的鲁棒性，最大程度满足了大气内高速飞行器的制导需求。
-
公开(公告)号：CN104627388B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410791081.1
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种再入飞行器的自适应弹道预测方法，首先计算综合影响因子，计算升阻比修正系数；在弹道预测过程中，根据综合影响因子修正标称大气密度获得修正后的大气密度；在弹道预测过程中，根据升阻比修正系数计算修正后的升阻比，根据修正后的升阻比计算修正后的升力系数；将修正后的大气密度和修正后的升力系数直接用于弹道预测。本发明的弹道预测方法对综合影响因子变化和升阻比的适应性显著增强，提高了弹道预测的准确程度，也提高了预测校正制导算法的准确程度，解决了在气动参数不准确，大气密度不确知，质量烧蚀等因素影响下，弹道预测不准确，甚至导致实际弹道不可达的问题。
-
公开(公告)号：CN104843197A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410802733.7
申请日：2014-12-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种跳跃式再入的双环制导方法，属于飞行器再入制导领域。本发明利用慢制导任务执行的预测-校正，提高了制导方法对终端散布的控制精度，克服了单纯使用标准弹道法难以满足跳跃式再入高精度控制需求的问题；本发明利用快制导任务执行的标准弹道跟踪方法，解决了大动态条件下导航精度恶化后单纯使用预测制导法落点控制精度变差的问题；本发明的双环制导方案中慢制导执行的预测-校正，解决了二次再入段初始大散布条件下的控制精度问题。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103253382B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201310197077.8
申请日：2013-05-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种高精度发动机联合变轨方法，（1）配置三类发动机；（2）根据A发动机的最小开机时间和后效确定A发动机的开机门限dvA；根据C发动机的能力和姿态机动产生的附加冲量确定B发动机的开机门限dvB；（3）航天器在轨接收地面发送的轨道控制信息，包括轨道控制速度增量大小dv，速度增量方向，用俯仰角a1和偏航角a2表示，开机时刻t；（4）根据步骤（2）确定的相应发动机开机门限以及步骤（3）确定的轨道控制速度增量选择轨道控制模式，具体为：若轨道控制速度增量dv大于dvA，则采用AB联合变轨模式；若轨道控制速度增量dv小于等于dvA，但大于dvB，则采用B发动机变轨模式；当速度增量小于等于dvB时，采用平移发动机变轨模式。
-
公开(公告)号：CN101364085A
公开(公告)日：2009-02-11
申请号：CN200810222227.5
申请日：2008-09-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 非线性微分黄金分割自适应控制方法，包括下列步骤：(1)针对单输入单输出线性时变系统建立特征模型；(2)针对所述的特征模型，构造非线性微分黄金分割自适应控制律；(3)对该控制律作用于特征模型组成的闭环系统进行稳定性分析，确定闭环系统的稳定性条件。本发明克服现有技术的不足，提供一种针对线性时变系统进行特征建模，以及采用非线性微分黄金分割的自适应控制方法，这种自适应控制方法能够实现对快变信号和具有突变斜率信号的跟踪。
-
公开(公告)号：CN111580555B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202010404180.5
申请日：2020-05-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种高超声速飞行器上升段分段自适应预测校正制导方法，将上升段分为上升段初期、上升段后期；包括如下步骤：S1、建立上升段无量纲的动力学方程；S2、根据上升段无量纲的动力学方程，获得无量纲后的上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线、无量纲后的上升段终端高度时变动态增益曲线；S3、在上升段初期，以减小上升段终端高度误差为制导目标，利用上升段终端高度时变动态增益曲线，获得上升段初期的攻角修正量，对上升段初期的攻角进行修正；S4、在上升段后期，以减小上升段终端弹道倾角误差为制导目标，利用上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线，获得上升段后期的攻角修正量，对上升段后期的攻角进行修正。
-
公开(公告)号：CN110329544B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910615687.2
申请日：2019-07-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质。该方法包括：获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数计算航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数之间的参数偏差；根据所述参数偏差，计算追踪航天器变轨的特征点纬度幅角；获取变轨特征点纬度幅角基准值，将上述纬度幅角计算值与基准值进行比对，满足使用范围时变轨的特征点纬度幅角使用计算值，否则使用基准值；根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数以及所述偏差参数和特征点纬度幅角计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述变轨量应用于自主快速交会对接。
-
公开(公告)号：CN110262280A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910140961.5
申请日：2019-02-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/02 , G06F16/2458 , G06F17/50 , G06Q10/06 , G06Q50/30
Abstract: 本发明公开了一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统，包括：飞行控制实时数据采集处理模块、飞行控制仿真与验证模块、多源数据融合与处理模块、内存数据库处理模块、飞行控制智能分析模块和飞行控制决策支持模块。本发明实现了航天器在轨交会对接等飞行控制任务过程中飞行控制任务的安全性的确认；对于实时飞控数据监视判读、分析比对和预估预报，提供给飞行控制决策者航天器当前的飞行状态信息与未来运行状态的预估预报信息，便于其更加快速准确地对于飞行控制事件做出准确地判断；为航天器的飞行控制决策提供重要依据，确保了交会对接的安全性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
46
records
(took 0.029 seconds)
