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公开(公告)号：CN112580188A
公开(公告)日：2021-03-30
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 , G06Q10/04 , G06F119/14
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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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：CN117826593A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311812260.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，包括：根据理论参数，计算得到发动机理论过载；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据发动机理论过载和视加速度估计值，计算得到迭代制导自适应阻尼系数；根据迭代制导自适应阻尼系数，计算得到迭代制导用三级二次工作时间；根据迭代制导用三级二次工作时间进行迭代制导控制。本发明所述的适应发动机推力故障的三级二次小推力迭代制导方法，解决了三级二次小推力情况下的迭代制导发散问题。
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公开(公告)号：CN114326814B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202111676884.9
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三维制导系统，包括以下模块：数据获取模块，用于获取当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角、速度矢量和速度模值；剩余飞行时间预估模块，用于基于所述视线倾角、视线偏角和速度矢量计算总前置角、前置偏角和前置倾角；基于所述目标距离、视线倾角、视线偏角、速度模值、总前置角、前置偏角和前置倾角，采用基于速度预测的分段迭代法预估剩余飞行时间；制导指令生成模块，用于基于预估剩余飞行时间和期望剩余飞行时间的时间偏差，获取时间偏差控制项，基于当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角、速度模值和所述时间偏差控制项生成制导控制指令。
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公开(公告)号：CN115857325B
公开(公告)日：2023-06-06
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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Patent Agency Ranking
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：CN114326814A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111676884.9
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三维制导系统，包括以下模块：数据获取模块，用于获取当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角、速度矢量和速度模值；剩余飞行时间预估模块，用于基于所述视线倾角、视线偏角和速度矢量计算总前置角、前置偏角和前置倾角；基于所述目标距离、视线倾角、视线偏角、速度模值、总前置角、前置偏角和前置倾角，采用基于速度预测的分段迭代法预估剩余飞行时间；制导指令生成模块，用于基于预估剩余飞行时间和期望剩余飞行时间的时间偏差，获取时间偏差控制项，基于当前时刻飞行器的目标距离、视线倾角、视线偏角、速度模值和所述时间偏差控制项生成制导控制指令。
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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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