-
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。
-
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。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106643341A
公开(公告)日：2017-05-10
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
CPC classification number: 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。
-
公开(公告)号：CN112904888B
公开(公告)日：2024-04-09
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 , 徐春铃 , 曹轶 , 杨缙 , 王锦涛
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
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攻角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈攻角；根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；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。
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
8
records
(took 0.084 seconds)
