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公开(公告)号：CN117870475A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311812530.1
申请日：2023-12-26
申请人： 北京航天自动控制研究所
摘要： 本发明公开了一种基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，包括：获取理论参数和实时测量参数；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值；根据理论参数和实时测量参数的比较结果，结合视加速度估计值，进行制导重构。通过本发明所述的基于推力下降程度的一级飞行段制导重构方法，可以在一级飞行段发动机推力下降时进行制导重构，提高了系统适应性。
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公开(公告)号：CN112270108B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06Q10/047 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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公开(公告)号：CN112287560B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202011262143.1
申请日：2020-11-12
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种用于火箭在线轨迹规划的求解器设计方法，是一种基于火箭轨迹规划问题的求解器设计方法，属航天制导控制技术领域。本发明设计了针对火箭轨迹规划的凸优化求解方法，进一步提升了求解速度，能够满足火箭在线轨迹规划问题对求解实时性的需求。本发明设计的显式编码技术，将凸优化求解过程中的一些复杂数学计算过程进行离线显式编码，再重新搭载到嵌入式平台上，能够进一步提高火箭轨迹规划问题的求解速度，满足在线规划对实时性的需求。
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公开(公告)号：CN112270108A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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公开(公告)号：CN112580188B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202011262129.1
申请日：2020-11-12
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/04
摘要： 本发明涉及动力故障状态下的一种运载火箭圆轨道的在线规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够在动力故障下，构建圆轨道凸规划模型，自主在线规划圆形停泊轨道，完成自救，减少经济损失和降低安全风险；提出了圆轨道入轨约束凸化方法；本发明设计的圆轨道应急规划方法，能够采用成熟的原始‑对偶内点法，完成轨迹规划问题的快速求解，并能够保证方法的收敛性，确保能够在线求解，不依赖地面人员辅助。
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公开(公告)号：CN115469552A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211356433.1
申请日：2022-11-01
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 一种基于初始协态训练的在线弹道规划方法及装置，解决了在线弹道规划的适用性与实时性问题，属于飞行器制导与控制领域。通过获得初始协态、确定终端状态约束，并将轨迹规划转化为函数极小化；利用Newton法求解，其中将初始协态作为函数极小化的初始猜想，迭代后最终收敛得到满足终端状态约束的初始协态；利用满足终端状态约束的初始协态，确定推力方向，进而通过积分得到弹道轨迹。本发明技术方案收敛速度快、精度高、实时性好。
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公开(公告)号：CN115309059A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202211236421.5
申请日：2022-10-10
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 一种考虑引力补偿的直接制导方法，属于飞行器制导与控制领域。首先建立火箭飞行动力学模型，然后计算平均俯仰程序角及平均偏航程序角，利用迭代制导方法，获得最优俯仰角指令和最优偏航角指令；制导飞行，将飞行轨迹离散为N个点，通过数值积分计算目标点位置和速度；进行数值积分，求解得到引力加速度引起的速度增量和位置增量，重复计算，直到某次计算得到的引力加速度引起的速度增量和位置增量与前一次计算得到的相应增量差值小于阈值，认为收敛，得到引力补偿后的实时俯仰角指令和偏航角指令。本发明解决了现有迭代制导和闭路制导方案的不足，考虑了引力补偿，得到的制导指令更接近真实的最优制导指令，提高了制导精度，任务适应性更强。
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公开(公告)号：CN112208796B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202010940619.6
申请日：2020-09-09
申请人： 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： B64G1/24 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种重力场混合线性化方法，步骤如下：步骤一、获取位置轨迹及其相对变化量；步骤二、计算泰勒线性化方法的表达式；步骤三、计算耶泽夫斯基线性化方法的表达式；步骤四、计算混合系数；步骤五、计算混合线性化方法的表达式；通过以上步骤，得到了一种新型的重力场线性化方法，达到了增强火箭动力运载器的轨迹规划方法收敛性和收敛速度的作用，解决了轨迹规划方法收敛难、收敛慢的问题。本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。
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公开(公告)号：CN112580188A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011262129.1
申请日：2020-11-12
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及动力故障状态下的一种运载火箭圆轨道的在线规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明使运载火箭能够在动力故障下，构建圆轨道凸规划模型，自主在线规划圆形停泊轨道，完成自救，减少经济损失和降低安全风险；提出了圆轨道入轨约束凸化方法；本发明设计的圆轨道应急规划方法，能够采用成熟的原始‑对偶内点法，完成轨迹规划问题的快速求解，并能够保证方法的收敛性，确保能够在线求解，不依赖地面人员辅助。
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公开(公告)号：CN118011791A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311809145.1
申请日：2023-12-26
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，包括：根据理论参数，计算得到发动机理论过载δW；根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值#imgabs0#根据δW和#imgabs1#进行制导重构。本发明所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，可在三级一次飞行段发动机推力下降时进行制导重构，解决了三级一次飞行程序角偏差大，影响后续滑行段无法关机控制问题，提高了系统适应性。
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