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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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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN119190413A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411317611.9
申请日：2024-09-20
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明实施例涉及飞行器技术领域，特别涉及一种再入飞行器剩余推进剂排放方法及装置。方法包括确定推进剂排放量和总轨控速度增量的关系；根据飞行器星下点的地面轨迹调整需求，确定飞行器升交点的地理经度额外变化；建立地理经度额外变化、飞行器不同脉冲加速之间间隔的环绕圈次和不同次脉冲加速的轨控速度增量之间的关系表达式；以两次脉冲加速次数和不同脉冲加速之间间隔一个环绕圈次为条件，对关系表达式迭代求解，得到每次脉冲加速的轨控速度增量和每次脉冲的具体环绕圈次，判断每个轨控速度增量是否符合验证条件。本发明实施例提供的再入飞行器剩余推进剂排放方法既能满足飞行器燃料排放需求，同时完成对星下点位置调整需求的轨道面内推进剂排放方法。
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公开(公告)号：CN117109571B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311386712.7
申请日：2023-10-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种导航误差快速收敛方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：确定飞行器在跨空域飞行期间当前是否从黑障区飞出；在确定飞行器当前从黑障区飞出时，获取GNSS导航的剔野阈值，并根据该剔野阈值对P阵进行重置，使得重置后的P阵增大，以利用重置后的P阵对导航递推结果进行修正。本方案，能够实现导航误差的快速收敛。
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公开(公告)号：CN117163325B
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311443191.4
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种考虑故障容错的多冗余姿控发动机分配方法和装置。包括：基于每一个发动机的安装位置、安装方向和推力，分别确定主分支、备分支和双分支的分配阵；针对每一次姿态控制，均执行：获取目标冲量矩、目标分支和故障发动机；当故障发动机位于目标分支时，基于目标分支对应的分配阵、目标冲量矩和目标分支的零空间解，确定每一个发动机的需求开机时长；根据故障发动机的需求开机时长，将故障发动机对应的冲量矩分配至不包含故障发动机的另一分支的发动机上，得到每一个发动机的最终开机时长，以对飞行器进行此次姿态控制。本方案，可以最大限度的使用发动机，提高故障情况下系统的控制能力。
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公开(公告)号：CN116902227B
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311181141.3
申请日：2023-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。方法包括：当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。本方案可以通过使第一轨控发动机间歇开机，来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。
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