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公开(公告)号：CN106250625B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106066648B
公开(公告)日：2017-09-26
申请号：CN201610695140.4
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根据α(t)的范围进一步得到及根据调姿总时间T和参数α(t)计算参数从而计算得到t时刻在线规划的程序四元数。本发明针对调姿目标姿态随时间变化，且目标姿态时变过程中调姿范围可由小于180度变为大于180度的情形，提供了一种普适性强、易于软件实现的飞行器调姿程序四元数在线规划方法，该方法可保证调姿空间角度为最小，调姿过程平滑连续，实现原理清楚，且简单可靠，算法复杂度低、易于软件实现。
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公开(公告)号：CN106227968B
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106200664B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610695170.5
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106066648A
公开(公告)日：2016-11-02
申请号：CN201610695140.4
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G05D1/0808 , G05D1/101
Abstract: 本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根据α(t)的范围进一步得到及根据调姿总时间T和参数α(t)计算参数从而计算得到t时刻在线规划的程序四元数。本发明针对调姿目标姿态随时间变化，且目标姿态时变过程中调姿范围可由小于180度变为大于180度的情形，提供了一种普适性强、易于软件实现的飞行器调姿程序四元数在线规划方法，该方法可保证调姿空间角度为最小，调姿过程平滑连续，实现原理清楚，且简单可靠，算法复杂度低、易于软件实现。
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公开(公告)号：CN106250625A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095 , G06F2217/06
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106227968A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106200664A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610695170.5
申请日：2016-08-19
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。
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公开(公告)号：CN203731943U
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201320493168.1
申请日：2013-08-13
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 本实用新型属于火箭发射技术领域，具体涉及一种基于相变材料的高效保温火箭发射装置；本实用新型目的是提供一种提高不同环境下发射筒内温度均匀性、发射筒保温性能、缓解对调温系统的依赖程度、降低对调温系统的功率要求的基于相变材料的高效保温火箭发射装置；包括火箭（1）、发射筒（2）、筒弹适配器（3）、前筒盖（4）、筒体（5）、后筒盖（6）、外蒙皮（7）、内蒙皮（8）和吸热储能保温层（9）组成，其中火箭（1）设于筒体（5）内部，筒体（5）前端设有前筒盖（4），后端设有后筒盖（6）；利用相变材料的储热能力，可以降低对调温系统的功率负荷要求，缩短调温系统的运行时间要求，节省发射装备动力和能量。
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