公开(公告)号：CN106477071B

公开(公告)日：2019-06-18

申请号：CN201611060667.6

申请日：2016-11-25

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  杨业 ,  刘茜筠 ,  王成 ,  郭涛 ,  桑德彬

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与惯性预示压力之差作为测量量，建立测量方程；2)FADS压力故障判别，针对FADS各个测压孔压力输出，结合惯性预示压力，判断FADS各个测量压力是否合理，若满足则认为测压孔测压合理，否则判定测压故障；3)序贯滤波根据FADS压力故障判别结果，进行时间更新和测量更新。本发明方法实现了FADS测量压力的合理性判别，当FADS测压孔出现故障时，采用序贯滤波处理方法可有降低系统重构难度，计算量小，为FADS数据解算提供了支撑。

公开(公告)号：CN106788336A

公开(公告)日：2017-05-31

申请号：CN201611049727.4

申请日：2016-11-24

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠 ,  杨业 ,  吴浩 ,  郭涛

IPC: H03H21/00

Abstract: 本发明涉及一种基于输出‑反馈校正的线性系统滤波估计方法，其包括以下步骤：1)对第一测量系统和第二测量系统建立关系；2)针对系统特性，建立系统滤波方程；3)结合步骤2)选定滤波器的滤波方法；4)进行输出‑反馈校正系统滤波处理，将滤波器输出信息经积分和延迟处理后，对第一测量系统的测量量进行补偿，并在补偿之后与第二测量系统的测量量做差，其测量残差作为滤波器输入，滤波器输出信息经积分后，对第一测量系统的输出量进行输出校正，并作为整个信息融合的最终输出。本发明方法对异类测量系统信息融合具有适用性，将输出校正和反馈校正相结合，既解决了输出校正的非线性问题，又兼顾了反馈校正的独立性问题。

公开(公告)号：CN106705996A

公开(公告)日：2017-05-24

申请号：CN201611061742.0

申请日：2016-11-25

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  郭涛 ,  杨业 ,  周峰 ,  吴浩 ,  刘茜筠

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/16

Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。

公开(公告)号：CN104787361A

公开(公告)日：2015-07-22

申请号：CN201510154722.7

申请日：2015-04-02

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 吴浩 ,  杨业 ,  郭涛 ,  梁波 ,  梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。

公开(公告)号：CN101672606A

公开(公告)日：2010-03-17

申请号：CN200910093789.9

申请日：2009-09-30

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 吕新广 ,  巩庆海 ,  李伶 ,  李新明 ,  肖利红 ,  宋征宇 ,  冯昊 ,  禹春梅 ,  刘茜筠 ,  曹洁

IPC: F42B15/01

Abstract: 本发明涉及一种运载火箭的导引控制方法，特征在于：将标准速度模值ν、及标准速度模值ν对应的导引常系数Kuφ(ν)、Kuφ(ν)、导引放大系数Kdφ、Kdψ等标准数值进行装订；通过两点线性插值计算当前点的导引常系数K′uφ(v)与K′uψ′(v)；计算当前点的导引权函数I(t)；进一步计算当前点的制导计算导引量Uφ(v)与Uψ(v)，并对Uφ(v)与Uψ(v)进行限幅后输出给姿控系统，本发明技术方案通过直接采用火箭速度(或视速度)替换现有通用的以飞行时间作为自变量进行导引控制，使导引计算过程不再受到各级关机、分离以及入轨时间偏差的影响，提高导引的准确性。

公开(公告)号：CN106705996B

公开(公告)日：2019-11-12

申请号：CN201611061742.0

申请日：2016-11-25

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 梁禄扬 ,  郭涛 ,  杨业 ,  周峰 ,  吴浩 ,  刘茜筠

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/16

Abstract: 本发明涉及飞行器导航技术领域，尤其涉及一种基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法。该方法包括：设定FADS大气特征参数Δρ*和ΔT*，设定判别门限为Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，判断各个大气特征参数的有效性，根据有效性判断结果，对各个大气特征参数分别进行修正，分别获取修正后的大气运动速度修正后大气密度以及修正后的大气温度计算获得修正后的攻角、修正后的侧滑角、修正后的马赫数修正后的大气静压和修正后的大气动压。本发明提供的基于大气特征参数的飞行器导航信息修正方法，利用FADS系统有效的输出大气特征信息，实时在线地修正飞行器的惯性导航信息，计算方法简单，能够有效解决FADS对惯性导航参数修正问题，为飞行器控制提供高精度的导航信息。

公开(公告)号：CN104154297B

公开(公告)日：2016-06-01

申请号：CN201410339928.2

申请日：2014-07-16

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 柳柱 ,  谷岩 ,  张宏波 ,  朱凤英 ,  朱旭峰 ,  刘茜筠

IPC: F16K31/06

Abstract: 本发明公开了一种电磁阀阵列节能控制系统，包括驱动器阵列、可变相位脉冲发生器、供电母线滤波器以及能量回收系统。可变相位脉冲发生器产生控制脉冲，通过驱动器阵列驱动电磁阀阵列中各电磁阀绕组的吸合与断开；可变相位脉冲发生器根据各电磁阀绕组的工作状态实时调整控制脉冲相位，实现对节能控制系统的移相滤波；当驱动器阵列关断时，能量回收系统将电磁阀阵列中储存的电磁能转换为电流反馈给电磁阀阵列；供电母线的电压经母线滤波器滤波后输出给电磁阀阵列。该系统节能效果明显，极大地提高了电磁阀的寿命和工作可靠性；同时该系统实现了实时移相滤波控制，降低了多个电磁阀同时工作时对于供电系统造成的影响，使系统具备良好的电磁兼容性。

公开(公告)号：CN104787361B

公开(公告)日：2015-11-04

申请号：CN201510154722.7

申请日：2015-04-02

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 吴浩 ,  杨业 ,  郭涛 ,  梁波 ,  梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法。该方法包括：根据任务需求确定飞行速度与预置攻角指令的映射关系；根据气动参数模型，拟合得到气动阻力系数与攻角的拟合关系表达式，并根据该拟合关系表达式得到气动阻力系数的估计值；根据气动阻力系数的估计值以及飞行速度与预置攻角指令的映射关系，计算得到气动阻力系数变化率；根据导航参数和近似公式计算高度变化率和速度变化率；根据所述高度变化率、速度变化率和气动阻力系数变化率，计算得到阻力加速度变化率。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免采样噪声对再入制导控制精度的影响，改善阻力加速度的跟踪控制精度。

公开(公告)号：CN104808681A

公开(公告)日：2015-07-29

申请号：CN201510102946.3

申请日：2015-03-09

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 郭涛 ,  杨业 ,  吴浩 ,  梁波 ,  梁禄扬 ,  周峰 ,  刘茜筠

IPC: G05D1/10

Abstract: 本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。

公开(公告)号：CN104238435A

公开(公告)日：2014-12-24

申请号：CN201410228504.9

申请日：2014-05-27

Applicant: 北京航天自动控制研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 黄波 ,  刘学士 ,  张福鑫 ,  刘俊阳 ,  刘茜筠 ,  曹帮林 ,  陈伟

IPC: G05B19/048

Abstract: 本发明公开了一种三冗余控制计算机及容错控制系统，包括开关量表决阵列模块和三个完全独立的子计算机；开关量表决阵列模块接收三个子计算机输出的开关量控制信号和备份开关量控制信号，通过硬件表决器输出开关量功率控制指令；每个子计算机根据左右机角色定义表确定与其对应的左机和右机；每个子计算机包括同步模块、自检模块、左机检测模块、右机检测模块、当班控制模块、主机模块与开关量控制输出模块。本发明在满足控制系统强实时要求的基础上，可以容忍更多的单机故障模式，提高系统的整体高可靠性，简化软硬件开销。