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公开(公告)号：CN106989761B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710381717.9
申请日：2017-05-25
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法。本发明利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测，建立量测方程。设计自适应滤波算法，经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值，从而实现组合系统的在轨自标定。本发明克服了现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。
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公开(公告)号：CN106996778A
公开(公告)日：2017-08-01
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
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公开(公告)号：CN106707758A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201710084067.1
申请日：2017-02-16
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明涉及一种航天飞行器的自主轨道重规划方法，包括如下步骤：采集航天器状态信息；根据状态信息计算轨道是否超差；根据超差情况判读是否进行重规划，如果不超差，按正常默认轨道飞行，如果超差，则进行弹道重规划；按照优先级的顺序判断轨道参数库中能到达的目标轨道参数对应的最小i值，最小i值对应的预选轨道作为新的目标轨道；控制飞行器按新目标轨道飞行。本发明创造性的使航天飞行器具备自主轨道重规划能力，能够实现故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了人力物力成本。
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公开(公告)号：CN105923172B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610244179.4
申请日：2016-04-18
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器的倾斜转弯翻转制导方法，该方法包括：确定飞行器在滑翔飞行过程中的横向约束走廊；根据飞行器当前的横向位置、横向速度和预报时间，确定该飞行器的预测横向位置；根据所确定的横向约束走廊和飞行器的预测横向位置，进行倾侧角指令的翻转判别；根据所述倾侧角指令得到倾侧角制导指令。通过使用本发明所提供的方法，可以有效地避免飞行器滑翔过程中由于机动过大而导致的偏离目标攻击方向、翻转次数过多等问题。
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公开(公告)号：CN105836160B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610320247.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导方法，该方法包括：根据飞行器发射点和侧向制导目标点的地心矢径确定侧向单位矢量；根据侧向单位矢量和飞行器在发射系下的实时位置和实时速度，计算飞行器在侧向单位矢量方向上的侧向位置和侧向速度；根据侧向位置和侧向速度，利用比例微分反馈计算侧向制导力和过载指令；根据侧向制导力计算得到倾侧角指令。通过使用本发明所提供的方法，可以方便地实现升力式飞行器在稀薄流区飞行的倾侧制导，解决升力式飞行器在稀薄流区的侧向制导问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106020216A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610320246.6
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 本发明公开了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：确定飞行器的法向力系数；根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin；根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzc1。通过使用本发明所提供的方法，可以在满足攻角约束的同时，将富余的法向力分解到横向通道，实现纵横向制导力分配的协调。
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公开(公告)号：CN106005481A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610319980.0
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245 , G05D1/0808
Abstract: 本发明公开了一种用于升力式飞行器的下压末段翻身时机调整方法及系统，包括：建立飞行器在下压末段翻身起判时刻的高度差与翻身时刻待飞航程的映射关系；其中，高度差为飞行器实际高度与标称高度的差值；当处于下压末端的飞行器的实际待飞航程小于预设航程阈值时，记录飞行器此时的实际高度，计算飞行器此时的高度差作为判别高度差；通过映射关系计算判别高度差对应的待飞航程，将计算得到的待飞航程作为判别航程；当飞行器的实际待飞航程等于判别航程时，向飞行器发送翻身指令。本发明能够快速确定最佳翻身时机，减小偏差情况下终段高度及速度散布。
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公开(公告)号：CN105844037A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610192266.X
申请日：2016-03-30
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: G06F17/5036
Abstract: 一种三捷联惯组量化动态阈值生成方法。本发明利用数据窗口的设计思想，通过蒙特卡洛打靶方法生成的带有误差模型的弹道数据；之后以步长1依次递推，依次求N个样本数据的平均数据值作为新样本数据的第M个样本数据的数据值，生成新样本数据；然后计算获得每个新样本数据的出现概率，最后阈值置信区间估计。本发明当器件以脉冲的形式输出的时候，能够有效生成阈值，通过窗口的叠加，可以对数据进行平滑处理，提高生产精度，且算法简单、高效。
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公开(公告)号：CN106996778B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
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公开(公告)号：CN105893663B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610192259.X
申请日：2016-03-30
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: 一种三捷联惯组非量化动态阈值区间估计方法。具体方案为：1)将通过蒙特卡洛打靶方法生成带有三捷联惯组误差模型的弹道数据作为样本数据；2)对样本数据进行正态分布检验，若样本数据服从正态分布，进入步骤3)；否则表明样本数据不服从正态分布；退出本方法；3)进行阈值置信区间估计。本发明与传统方法相比，可以更精确地实现正态分布验证，使阈值设计更加合理，可以快速完成阈值置信区间估计，提高模拟飞行效率。
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