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公开(公告)号：CN109489690A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811409422.9
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张普卓 , 陈彬 , 刘建忠 , 李聃 , 胡炜 , 张亦朴 , 余光学 , 程兴 , 陈宇 , 杨云飞 , 赵永志 , 邓舞燕 , 刘洋 , 徐倩 , 张涛 , 李凰立 , 何兆伟 , 魏远明 , 徐庆红 , 张博俊 , 朱平平 , 黄亮 , 陈思思
Abstract: 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法，(1)根据优化后的三子样等效旋转矢量法，建立高动态姿态解算方程；(2)根据步骤(1)建立的高动态姿态解算方程，建立助推返回段的速度位置导航解算模型；(3)建立MEMS惯性器件的误差模型，根据步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型和助推再入实测数据，对MEMS惯性器件的误差进行辨识，得到修正后的MEMS惯性器件输出结果；(4)将步骤(3)修正后的MEMS惯性器件输出结果代入步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型，实现助推再入过程的导航定位解算。该算法具有解算精度高、计算周期短、适应大姿态机动等优点，可为助推器再入段提供准确的导航位置信息。
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公开(公告)号：CN103400043A
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310349264.3
申请日：2013-08-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于运载火箭控制技术领域，具体涉及一种基于高精度多项式运算的复杂系统传递函数计算方法。本发明的方法包括以下步骤：步骤1输入数据前处理；步骤2状态空间矩阵计算；步骤3采用FADEEVA法计算箭体的传递函数；步骤4扩充浮点数据信息，得到箭体加平台加陀螺的传递函数和箭体加平台加陀螺加舵机的传递函数；步骤5得到姿控系统开环传递函数。本发明突破了机器字长的限制保留有效数字，减小了计算舍入误差，提高了处理复杂系统时传递函数的求解精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109489690B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811409422.9
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张普卓 , 陈彬 , 刘建忠 , 李聃 , 胡炜 , 张亦朴 , 余光学 , 程兴 , 陈宇 , 杨云飞 , 赵永志 , 邓舞燕 , 刘洋 , 徐倩 , 张涛 , 李凰立 , 何兆伟 , 魏远明 , 徐庆红 , 张博俊 , 朱平平 , 黄亮 , 陈思思
Abstract: 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法，(1)根据优化后的三子样等效旋转矢量法，建立高动态姿态解算方程；(2)根据步骤(1)建立的高动态姿态解算方程，建立助推返回段的速度位置导航解算模型；(3)建立MEMS惯性器件的误差模型，根据步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型和助推再入实测数据，对MEMS惯性器件的误差进行辨识，得到修正后的MEMS惯性器件输出结果；(4)将步骤(3)修正后的MEMS惯性器件输出结果代入步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型，实现助推再入过程的导航定位解算。该算法具有解算精度高、计算周期短、适应大姿态机动等优点，可为助推器再入段提供准确的导航位置信息。
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公开(公告)号：CN103400043B
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201310349264.3
申请日：2013-08-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于运载火箭控制技术领域，具体涉及一种基于高精度多项式运算的复杂系统传递函数计算方法。本发明的方法包括以下步骤：步骤1输入数据前处理；步骤2状态空间矩阵计算；步骤3采用FADEEVA法计算箭体的传递函数；步骤4扩充浮点数据信息，得到箭体加平台加陀螺的传递函数和箭体加平台加陀螺加舵机的传递函数；步骤5得到姿控系统开环传递函数。本发明突破了机器字长的限制保留有效数字，减小了计算舍入误差，提高了处理复杂系统时传递函数的求解精度。
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公开(公告)号：CN112377332A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011119631.7
申请日：2020-10-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于计算机视觉的火箭发动机极性测试方法及系统，该方法包括如下步骤：形成的抖动平滑图像；拟合提取火箭发射喷管在去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像中的轮廓和特征点；得到火箭喷管的粗略位置；离线训练得到训练后的极性光流预测模型；对训练后的极性光流预测模型进行精简压缩得到可实时运行的极性判别光流模型；根据可实时运行的极性光流预测模型得到去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像的极性判别光流场；得到火箭喷管的运动光流，通过火箭喷管的运动光流对时间的积分得到火箭喷管的运动极性。本发明有效的提升了极性判别系统的运行速度、准确性及可拓展性。
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公开(公告)号：CN117550104A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311387182.8
申请日：2023-10-24
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及基于星箭分离要素的高可靠性星箭对接分离试验方法，包括：提炼星箭分离要素；根据星箭分离要素的不同组合情况设计多种解锁分离试验工况，使星箭分离要素向不利于正常分离的方向进行极限拉偏，完成星箭分离解锁裕度试验；根据试验结果和星箭分离要素状态，对比判断各星箭分离要素对分离结果的影响权重大小；根据各星箭分离要素对分离结果的影响权重大小，对星箭对接分离试验进行优化，将影响权重高于预设门限的星箭分离要素设置为有利于正常分离的状态。本发明解决了设计师系统导致的试验异常现象发生概率高的问题，并对星箭对接分离试验方法进行优化改进，提高试验可靠性。
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公开(公告)号：CN112377332B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202011119631.7
申请日：2020-10-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于计算机视觉的火箭发动机极性测试方法及系统，该方法包括如下步骤：形成的抖动平滑图像；拟合提取火箭发射喷管在去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像中的轮廓和特征点；得到火箭喷管的粗略位置；离线训练得到训练后的极性光流预测模型；对训练后的极性光流预测模型进行精简压缩得到可实时运行的极性判别光流模型；根据可实时运行的极性光流预测模型得到去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像的极性判别光流场；得到火箭喷管的运动光流，通过火箭喷管的运动光流对时间的积分得到火箭喷管的运动极性。本发明有效的提升了极性判别系统的运行速度、准确性及可拓展性。
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