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公开(公告)号：CN104554824B
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201410789594.9
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器过载保护方法：(1)根据器载计算机记录的阶段标志(PhaseFlag)判断当前飞行阶段，如果是二次再入段则执行后续过载保护功能，否则结束；(2)判断过载保护功能是否激活，如果已激活，则执行后续判断，否则转步骤(5)；(3)根据过载保护启动阈值D1，判断过载保护是否开始，并执行相应的保护功能；(4)根据过载保护终止阈值D2，判断过载保护是否终止，并终止相应的保护功能；(5)根据过载保护功能激活阈值D3，判断是否星上自主激活过载保护功能。利用本发明设计的二次再入段过载保护方法，通过设计合理的保护阈值，可以有效地将再入飞行器的最大轴向过载抑制到允许的范围内。
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公开(公告)号：CN104570734B
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201410789593.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，根据公式计算当前周期的初步参数估计向量θ1(k)；根据当前周期的初步参数估计向量θ1(k)和上一周期的被估参数向量θ(k-1)计算当前周期的被估参数向量θ(k)；根据当前周期的被估参数和进行线性反馈控制得到当前周期的控制量u(k)。本发明的基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，参数少，算法简单，参数范围大且容易确定，由参数估计值计算的动态增益跟踪速度快、适应能力强。
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公开(公告)号：CN104843197B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410802733.7
申请日：2014-12-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种跳跃式再入的双环制导方法，属于飞行器再入制导领域。本发明利用慢制导任务执行的预测-校正，提高了制导方法对终端散布的控制精度，克服了单纯使用标准弹道法难以满足跳跃式再入高精度控制需求的问题；本发明利用快制导任务执行的标准弹道跟踪方法，解决了大动态条件下导航精度恶化后单纯使用预测制导法落点控制精度变差的问题；本发明的双环制导方案中慢制导执行的预测-校正，解决了二次再入段初始大散布条件下的控制精度问题。
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公开(公告)号：CN104850129A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201410802735.6
申请日：2014-12-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法，属于飞行器再入制导领域。与神舟飞船采取的侧向翻转边界相比，本发明使用的速度方向偏差漏斗更加简单，同时更能满足跳跃式再入制导的初次再入段对速度方向进行控制的任务需求。本发明利用射向偏置量计算方法可以容易的实现对自由飞行段飞行方向的预补偿，从而提高了横向制导方法的精度水平。本发明利用时间补偿量，可以实现对射向的调整与控制，满足任务适应性的要求。
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公开(公告)号：CN104648695A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201410791050.6
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法，首先确定初始再入角取值范围和确定倾侧角区域，并选择倾侧角剖面；然后选择飞行器的纵向航程、横向航程区间，划分初始再入角输入区间；计算飞行器到达每一个终端时的纵向航程偏差和横向航程偏差，完成所有初始再入角输入区间和所有终端区间的考核，确定初始再入走廊；最后增加组合的摄动偏差，更新再入走廊，并得到机动性评估结果；将评估结果最小的再入角作为轨道控制瞄准再入角，对飞行器轨道进行控制。根据本方法设计再入走廊解决了跳跃式再入飞行器使用传统方法可能导致的终端状态不可达和瞄准点非最优的问题，有助于减轻再入制导律的设计压力，可以给出快速评估结果以确保任务设计可靠准确。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104634182A
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201410783939.X
申请日：2014-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令。本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
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公开(公告)号：CN104597756A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201410791083.0
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种跳跃式再入二次再入段航程预估方法如下：(1)读入数据表格；(2)读入预测二次再入点高度hEI2、速度vEI2、路径角γEI2；(3)利用预测二次再入点高度hEI2查H表格，找到与hEI2最接近的两个高度hi与hi+1，记录下标标号i，并计算Kh＝(hEI2-hi)/(hi+1-hi)；(4)利用预测二次再入点速度vEI2查V表格，找到与vEI2最接近的两个高度vj与vj+1，记录下标标号j，并计算Kv＝(vEI2-vj)/(vj+1-vj)；(5)利用预测二次再入点再入角γEI2查γ表格，找到与γEI2最接近的两个高度γk与γk+1，记录下标标号k，并计算Kγ＝(γEI2-γk)/(γk+1-γk)；(6)利用记录数据结合表格L2(H,V,γ)，计算二次再入段航程Lp。
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公开(公告)号：CN104570734A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410789593.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，根据公式计算当前周期的初步参数估计向量θ1(k)；根据当前周期的初步参数估计向量θ1(k)和上一周期的被估参数向量θ(k-1)计算当前周期的被估参数向量θ(k)；根据当前周期的被估参数和进行线性反馈控制得到当前周期的控制量u(k)。本发明的基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，参数少，算法简单，参数范围大且容易确定，由参数估计值计算的动态增益跟踪速度快、适应能力强。
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公开(公告)号：CN102880187B
公开(公告)日：2015-02-11
申请号：CN201210355274.3
申请日：2012-09-21
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ0进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；根据飞行器当前的航程RNavi计算允许的速度方向偏差Δψlim；根据导航信息计算出当前的速度方向ψNavi；判断是否改变倾侧角符号，当|ψNavi-ψ|＞Δψlim时，则改变倾侧角符号；否则，倾侧角符号不变。本发明以再入飞行器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。
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公开(公告)号：CN102880187A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210355274.3
申请日：2012-09-21
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ0进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；根据飞行器当前的航程RNavi计算允许的速度方向偏差Δψlim；根据导航信息计算出当前的速度方向ψNavi；判断是否改变倾侧角符号，当|ψNavi-ψ|＞Δψlim时，则改变倾侧角符号；否则，倾侧角符号不变。本发明以再入飞行器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。
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