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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：CN112363518A
公开(公告)日：2021-02-12
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：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：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：CN112580188B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202011262129.1
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及动力故障状态下的一种运载火箭圆轨道的在线规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够在动力故障下，构建圆轨道凸规划模型，自主在线规划圆形停泊轨道，完成自救，减少经济损失和降低安全风险；提出了圆轨道入轨约束凸化方法；本发明设计的圆轨道应急规划方法，能够采用成熟的原始‑对偶内点法，完成轨迹规划问题的快速求解，并能够保证方法的收敛性，确保能够在线求解，不依赖地面人员辅助。
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Patent Agency Ranking
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：CN114326813B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202111672205.0
申请日：2021-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种无动力飞行器的剩余飞行时间预测方法和系统，方法包括获取当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角和速度矢量，计算总前置角，根据总前置角判断当前飞行为转弯飞行或直线飞行；若为转弯飞行，则根据总前置角进行分段，最后一段为直线段其余段为转弯段，采用分段迭代预测转弯段剩余飞行时间；计算剩余直线段航程，根据剩余直线段航程对直线段进行分段，采用分段迭代预测直线段剩余飞行时间；转弯段剩余飞行时间与直线段剩余飞行时间的和为预测的总剩余飞行时间；若为直线飞行，计算剩余直线段航程，根据剩余直线段航程对直线段进行分段，采用分段迭代预测直线段剩余飞行时间，直线段剩余飞行时间为预测的总剩余飞行时间。
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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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公开(公告)号：CN115469552A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211356433.1
申请日：2022-11-01
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于初始协态训练的在线弹道规划方法及装置，解决了在线弹道规划的适用性与实时性问题，属于飞行器制导与控制领域。通过获得初始协态、确定终端状态约束，并将轨迹规划转化为函数极小化；利用Newton法求解，其中将初始协态作为函数极小化的初始猜想，迭代后最终收敛得到满足终端状态约束的初始协态；利用满足终端状态约束的初始协态，确定推力方向，进而通过积分得到弹道轨迹。本发明技术方案收敛速度快、精度高、实时性好。
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