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公开(公告)号：CN113137966B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202110327499.7
申请日：2021-03-26
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种利用惯组和激光测距的组合导航自主定位方法，首先根据飞行剖面任务，结合星历信息制定分时观测方案，获取飞行器到观测卫星的几何距离；然后通过分时观测得到的测距信息，得到激光测距导航系统给出的飞行器位置在导航系下的估计值XStar＝[xStar,yStar,zStar]T；以为状态量，根据飞行器运动学模型建立kalman滤波方程，将XStar引入观测方程中，得到状态量的估计值及方差；用估计值对基于惯组的导航结果进行修正，作为组合导航的输出值，实现飞行器高精度自主定位。本发明测量精度高、定向性好，具备自主抗干扰能力。
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公开(公告)号：CN113375634B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110484593.3
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，使用飞行器惯性导航系统测量获得的攻角信息、法向过载信息，基于飞行器法向气动力模型准确性高、且攻角受风影响小和海拔高度与大气密度相关这一本质规律，采用数学方法，利用模型和测量到的速度、法向过载信息，获得飞行器的海拔高度。通过无迹卡尔曼滤波技术对数据进行融合，获得精确的飞行器组合导航海拔高度。相对雷达高度表的方法，能够节省几百万元的成本，节省数十公斤的重量，节约飞行器上的空间。
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公开(公告)号：CN113137966A
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202110327499.7
申请日：2021-03-26
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种利用惯组和激光测距的组合导航自主定位方法，首先根据飞行剖面任务，结合星历信息制定分时观测方案，获取飞行器到观测卫星的几何距离；然后通过分时观测得到的测距信息，得到激光测距导航系统给出的飞行器位置在导航系下的估计值XStar＝[xStar,yStar,zStar]T；以为状态量，根据飞行器运动学模型建立kalman滤波方程，将XStar引入观测方程中，得到状态量的估计值及方差；用估计值对基于惯组的导航结果进行修正，作为组合导航的输出值，实现飞行器高精度自主定位。本发明测量精度高、定向性好，具备自主抗干扰能力。
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公开(公告)号：CN112904888A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110029114.9
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 巩英辉 , 陈志刚 , 张敏刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 郭振西 , 陈芳 , 唐毛 , 张箭飞 , 余颖 , 季登高 , 武斌 , 韩伯雄 , 孙晓松 , 张宁宁 , 刘秀明 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 付秋军 , 徐春玲 , 曹轶 , 杨缙 , 王锦涛
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈功角；根据前馈功角和反馈功角得到总功角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
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公开(公告)号：CN110006447B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910271775.5
申请日：2019-04-04
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明一种无需初始对准的任意姿态MEMS组合定姿方法，步骤如下：1)定义修正Rodrigues参数；2)建立基于修正Rodrigues参数的非线性姿态误差状态方程；3)建立磁强计的非线性观测方程；4)对非线性姿态误差状态方程和磁强计的观测方程进行线性化处理，得到状态误差的线性化状态误差模型和磁强计的线性化观测模型；5)利用得到的非线性状态误差方程和观测方程，结合线性化状态模型与观测模型，利用扩展Kalman滤波方法得到修正Rodrigues参数的最优估计，作为姿态结果供制导控制使用，实现任意姿态的MEMS和磁强计组合定姿。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110823016A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911019807.9
申请日：2019-10-24
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 谢佳 , 郭振西 , 巩英辉 , 唐毛 , 季登高 , 张宁宁 , 李欣 , 刘秀明 , 张箭飞 , 陈芳 , 杨凌霄 , 余颖 , 武斌 , 陈志刚 , 韩伯雄 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 陈默 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
Abstract: 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。
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公开(公告)号：CN110006447A
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201910271775.5
申请日：2019-04-04
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明一种无需初始对准的任意姿态MEMS组合定姿方法，步骤如下：1)定义修正Rodrigues参数；2)建立基于修正Rodrigues参数的非线性姿态误差状态方程；3)建立磁强计的非线性观测方程；4)对非线性姿态误差状态方程和磁强计的观测方程进行线性化处理，得到状态误差的线性化状态误差模型和磁强计的线性化观测模型；5)利用得到的非线性状态误差方程和观测方程，结合线性化状态模型与观测模型，利用扩展Kalman滤波方法得到修正Rodrigues参数的最优估计，作为姿态结果供制导控制使用，实现任意姿态的MEMS和磁强计组合定姿。
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公开(公告)号：CN113984069A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110484592.9
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及基于人造卫星的星光定位导航方法，首先采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。本发明将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性。
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公开(公告)号：CN109460051A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811556440.X
申请日：2018-12-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。
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公开(公告)号：CN106643341B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201710103771.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/01
Abstract: 基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，基于准平衡滑翔原理，利用当地弹道倾角变化率以及当地弹道倾角接近为零的假设，建立再入飞行器动力学模型，将力热约束转化为飞行走廊约束，以倾侧角为单变量进行优化，将飞行轨迹控制在飞行走廊内，满足力热要求与航程要求。本发明将热流、过载等约束条件转化为等效升阻比的边界，通过等效升阻比实现了力热控的紧耦合设计，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题。
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