公开(公告)号：CN110006447B

公开(公告)日：2020-11-10

申请号：CN201910271775.5

申请日：2019-04-04

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

发明人： 陈芳 ,  张箭飞 ,  巩英辉 ,  谢佳 ,  郭振西 ,  季登高 ,  孙晓松 ,  武斌 ,  陈志刚 ,  王顺 ,  余颖 ,  张宁宁 ,  韩伯雄 ,  张敏刚 ,  肖文 ,  葛亚杰

IPC分类号： G01C25/00

摘要： 本发明一种无需初始对准的任意姿态MEMS组合定姿方法，步骤如下：1)定义修正Rodrigues参数；2)建立基于修正Rodrigues参数的非线性姿态误差状态方程；3)建立磁强计的非线性观测方程；4)对非线性姿态误差状态方程和磁强计的观测方程进行线性化处理，得到状态误差的线性化状态误差模型和磁强计的线性化观测模型；5)利用得到的非线性状态误差方程和观测方程，结合线性化状态模型与观测模型，利用扩展Kalman滤波方法得到修正Rodrigues参数的最优估计，作为姿态结果供制导控制使用，实现任意姿态的MEMS和磁强计组合定姿。

公开(公告)号：CN110006447A

公开(公告)日：2019-07-12

申请号：CN201910271775.5

申请日：2019-04-04

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

发明人： 陈芳 ,  张箭飞 ,  巩英辉 ,  谢佳 ,  郭振西 ,  季登高 ,  孙晓松 ,  武斌 ,  陈志刚 ,  王顺 ,  余颖 ,  张宁宁 ,  韩伯雄 ,  张敏刚 ,  肖文 ,  葛亚杰

IPC分类号： G01C25/00

摘要： 本发明一种无需初始对准的任意姿态MEMS组合定姿方法，步骤如下：1)定义修正Rodrigues参数；2)建立基于修正Rodrigues参数的非线性姿态误差状态方程；3)建立磁强计的非线性观测方程；4)对非线性姿态误差状态方程和磁强计的观测方程进行线性化处理，得到状态误差的线性化状态误差模型和磁强计的线性化观测模型；5)利用得到的非线性状态误差方程和观测方程，结合线性化状态模型与观测模型，利用扩展Kalman滤波方法得到修正Rodrigues参数的最优估计，作为姿态结果供制导控制使用，实现任意姿态的MEMS和磁强计组合定姿。

公开(公告)号：CN110928325B

公开(公告)日：2023-06-06

申请号：CN201911043353.9

申请日：2019-10-30

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

发明人： 肖文 ,  刘秀明 ,  李欣 ,  戴世聪 ,  姜智超 ,  孙超逸 ,  王颖 ,  张鹏宇 ,  侯佳佳 ,  闫颖鑫 ,  谢佳 ,  陈芳 ,  巩英辉 ,  张宁宁 ,  陈敏 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  张敏刚 ,  刘辉 ,  陈默 ,  杨丁 ,  余亚晖 ,  肖振

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。

公开(公告)号：CN110928325A

公开(公告)日：2020-03-27

申请号：CN201911043353.9

申请日：2019-10-30

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

发明人： 肖文 ,  刘秀明 ,  李欣 ,  戴世聪 ,  姜智超 ,  孙超逸 ,  王颖 ,  张鹏宇 ,  侯佳佳 ,  闫颖鑫 ,  谢佳 ,  陈芳 ,  巩英辉 ,  张宁宁 ,  陈敏 ,  赵晓利 ,  赵良 ,  张敏刚 ,  刘辉 ,  陈默 ,  杨丁 ,  余亚晖 ,  肖振

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。

公开(公告)号：CN115097725B

公开(公告)日：2024-09-10

申请号：CN202210164344.0

申请日：2022-02-23

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所

发明人： 曹晶莹 ,  张宁宁 ,  肖文 ,  唐毛 ,  谢佳 ,  杨明 ,  刘明 ,  杨丁 ,  胡东飞 ,  葛亚杰 ,  张敏刚 ,  王兰松 ,  高兴 ,  秦小丽 ,  陈默 ,  余卓阳 ,  赵良 ,  孙精华

IPC分类号： G05B13/04

摘要： 本发明提出一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，属于武器技术领域，包括如下步骤：根据雷达感知装置/光学感知装置的安装位置，确定各探测距离及探测角度的求解模型，明确探测器坐标系定义，通过分析试验飞行器搭载的感知装置与地面雷达/目标火箭的时空关系，确定探测距离及探测角度的求解模型；飞行试验按照先雷达感知试验、后光学感知机动试验的顺序开展，将试验飞行器弹道分为两段：雷达感知飞行段和光学感知机动飞行段；根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序及程序角，在总射程的约束条件下，通过优化求解得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。实现了一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求问题。

公开(公告)号：CN114117758A

公开(公告)日：2022-03-01

申请号：CN202111340012.5

申请日：2021-11-12

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所

发明人： 张敏刚 ,  王永海 ,  徐春铃 ,  付秋军 ,  巩英辉 ,  姜智超 ,  杨丁 ,  刘辉 ,  孙精华 ,  杨缙 ,  曹轶 ,  王锦涛 ,  冯建林 ,  闫颖鑫 ,  陈志刚 ,  刘明 ,  刘建辉 ,  杨明 ,  张宁宁

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06N3/00 ,  G06F119/14

摘要： 本公开的一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法，根据所述火箭助推段的运动参数建立所述火箭助推段弹道三自由度运动模型；根据所述火箭助推段三自由度运动模型构建所述火箭助推段飞行程序角模型；基于所述火箭助推段飞行程序角模型建立所述火箭助推段弹道优化模型；基于粒子群算法和所述火箭预设初值计算得到所述火箭助推段弹道优化模型的最优解。能有效解决固体运载火箭弹道优化设计问题，末助推级液体推进剂消耗减少11.1％，收敛速度快，配置参数少，易于工程实现等优点。

公开(公告)号：CN112904888A

公开(公告)日：2021-06-04

申请号：CN202110029114.9

申请日：2021-01-11

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所

发明人： 巩英辉 ,  陈志刚 ,  张敏刚 ,  姜智超 ,  闫颖鑫 ,  谢佳 ,  郭振西 ,  陈芳 ,  唐毛 ,  张箭飞 ,  余颖 ,  季登高 ,  武斌 ,  韩伯雄 ,  孙晓松 ,  张宁宁 ,  刘秀明 ,  刘辉 ,  杨丁 ,  余亚晖 ,  付秋军 ,  徐春玲 ,  曹轶 ,  杨缙 ,  王锦涛

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈功角；根据前馈功角和反馈功角得到总功角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。

公开(公告)号：CN115598978A

公开(公告)日：2023-01-13

申请号：CN202211245836.9

申请日：2022-10-12

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所(CN)

发明人： 冯建林 ,  徐春铃 ,  姜智超 ,  闫颖鑫 ,  巩英辉 ,  张敏刚 ,  刘辉 ,  陈志刚 ,  曹轶 ,  张鹏宇 ,  孙超逸 ,  侯佳佳 ,  肖文 ,  王颖 ,  刘秀明 ,  李欣 ,  王锦涛

IPC分类号： G05B13/04 ,  G05D1/08

摘要： 本公开的高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，通过构建基于惯性坐标系的高速飞行器的动力模型；对动力模型进行线性化得到高速飞行器的仿射非线性模型，仿射非线性模型分为快回路和慢回路；基于高速飞行器全局快速收敛状态建立高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面；根据高速飞行器的角度指令和所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计高速飞行器慢回路非奇异终端滑模控制律；将慢回路控制律输出的角速度作为快回路的输入，结合全局快速非奇异终端滑模面设计快回路非奇异终端滑模控制律。能够解决现有飞行器控制模型复杂、鲁棒性差、响应速度慢、控制精度不高等问题，实现无动力高速飞行器姿态的稳定控制。

公开(公告)号：CN112904888B

公开(公告)日：2024-04-09

申请号：CN202110029114.9

申请日：2021-01-11

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所

发明人： 巩英辉 ,  陈志刚 ,  张敏刚 ,  姜智超 ,  闫颖鑫 ,  谢佳 ,  郭振西 ,  陈芳 ,  唐毛 ,  张箭飞 ,  余颖 ,  季登高 ,  武斌 ,  韩伯雄 ,  孙晓松 ,  张宁宁 ,  刘秀明 ,  刘辉 ,  杨丁 ,  余亚晖 ,  付秋军 ,  徐春铃 ,  曹轶 ,  杨缙 ,  王锦涛

IPC分类号： G05D1/46 ,  G05D109/28

摘要： 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈攻角；根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。

公开(公告)号：CN112817334B

公开(公告)日：2023-05-05

申请号：CN202110061684.6

申请日：2021-01-18

申请人： 北京临近空间飞行器系统工程研究所

发明人： 张敏刚 ,  巩英辉 ,  刘建辉 ,  刘明 ,  杨明 ,  陈志刚 ,  姜智超 ,  闫颖鑫 ,  张宁宁 ,  李欣 ,  秦小丽 ,  葛亚杰 ,  胡东飞 ,  王兰松 ,  高兴 ,  曹晶莹 ,  刘辉 ,  杨丁 ,  余亚晖 ,  徐春铃 ,  曹轶 ,  林萌 ,  韩天宇

IPC分类号： G05D1/10

摘要： 本申请公开了一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质，用于解决传统弹道设计法存在弹道倾角不可控的问题。本申请公开的滑翔飞行器的弹道设计方法包括：确定飞行动力学模型；确定终端约束条件；根据所述飞行动力学模型和所述终端约束条件，确定优化变量参数模型；根据所述优化变量参数模型，确定优化求解参数模型；根据所述优化求解参数模型，得到弹道的最优攻角参数剖面和倾侧角参数剖面。本申请还提供了一种滑翔飞行器的弹道设计装置及存储介质。