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公开(公告)号：CN104567923A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410790942.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 一种适用于非共面陀螺组的标定方法，步骤为：(1)将陀螺组件置于转台或航天器上，控制转台或航天器绕包含非共面三个转轴的多个转轴进行匀速转动；(2)在转动过程中，利用陀螺组件的输出计算获得转台或航天器的姿态，然后利用转台框架角数据或星敏感器测量数据对计算获得的姿态进行新息修正，得到动态下各陀螺的等效常漂和修正后的转台姿态或者航天器姿态，统计得到各陀螺的等效常漂均值；(3)控制转台或者航天器恢复静止状态，利用陀螺组件的输出计算获得转台或者航天器的姿态，得到静态下各陀螺的等效常漂和修正后的转台姿态或者航天器姿态，统计得到各陀螺的等效常漂均值；(4)计算得到各陀螺的安装偏差、常漂和刻度因子误差。
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公开(公告)号：CN104634182B
公开(公告)日：2016-02-10
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：CN104634183B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410790966.X
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 一种基于升阻比实时估计的自适应制导方法，主要通过再入飞行器制导导航与控制系统的设备信息和导航信息，按照物理原理和定义，实时计算返回舱的升阻比；根据估计出的升阻比，对再入纵向航程制导律、横向航程制导律进行实时补偿设计，从而消除或减缓升阻比偏离标称设计值对制导精度的影响。根据本方法进行再入飞行器的制导律设计可以提高制导精度和制导回路的鲁棒性，最大程度满足了大气内高速飞行器的制导需求。
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公开(公告)号：CN104627388B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410791081.1
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种再入飞行器的自适应弹道预测方法，首先计算综合影响因子，计算升阻比修正系数；在弹道预测过程中，根据综合影响因子修正标称大气密度获得修正后的大气密度；在弹道预测过程中，根据升阻比修正系数计算修正后的升阻比，根据修正后的升阻比计算修正后的升力系数；将修正后的大气密度和修正后的升力系数直接用于弹道预测。本发明的弹道预测方法对综合影响因子变化和升阻比的适应性显著增强，提高了弹道预测的准确程度，也提高了预测校正制导算法的准确程度，解决了在气动参数不准确，大气密度不确知，质量烧蚀等因素影响下，弹道预测不准确，甚至导致实际弹道不可达的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104843197A
公开(公告)日：2015-08-19
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：CN104536835B
公开(公告)日：2018-02-06
申请号：CN201410773385.5
申请日：2014-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种热备份实时控制系统中自适应任务调度方法，(1)根据热备份实时系统中各项硬实时任务的特点，将任务分成单周期任务，多周期任务和空闲任务；(2)根据热备份实时系统中控制精度的需要，确定控制周期；判断单周期任务中是否包含交换比对任务，若不包含则额外设计一个交换比对任务，并确定所有任务的运行顺序和优先级；设置各项非空闲任务的启动时间点和截止时间点，并设置时间片的大小；(3)设置多周期任务的最小调度周期和最大调度周期；(4)在控制周期中断和时间片中断中按照步骤(2)确定的运行顺序进行任务调度，并在运行交换比对任务中对热备份实时控制系统中各机的任务调度完成情况进行比对，控制各机同时启动和结束多周期任务。
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公开(公告)号：CN104850129B
公开(公告)日：2017-10-24
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：CN104597756B
公开(公告)日：2016-03-02
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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