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公开(公告)号：CN109460051B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201811556440.X
申请日：2018-12-19
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
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。
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公开(公告)号：CN110823016B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN201911019807.9
申请日：2019-10-24
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： 谢佳 , 郭振西 , 巩英辉 , 唐毛 , 季登高 , 张宁宁 , 李欣 , 刘秀明 , 张箭飞 , 陈芳 , 杨凌霄 , 余颖 , 武斌 , 陈志刚 , 韩伯雄 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 陈默 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
摘要： 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。
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公开(公告)号：CN108398959A
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201810264932.5
申请日：2018-03-28
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
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 一种高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制方法，首先建立解析式阻力系数，包括阻力系数随攻角的变化规律、飞行器快速下压制导控制需用攻角，然后建立速度与航程的一阶模型，设计速度控制参数、轨迹控制参数，最后进行过载正交分配，完成高超声速滑翔飞行器快速下压制导控制。本发明通过轨迹控制与速度控制的匹配设计，利用锥形机动的特点，正交分配轨迹控制需用过载和速度控制需用过载，保证目标点速度大小、速度方向和位置精度均满足要求，具有很好的使用价值。
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公开(公告)号：CN109460051A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811556440.X
申请日：2018-12-19
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
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。
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公开(公告)号：CN106643341B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201710103771.7
申请日：2017-02-24
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
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，基于准平衡滑翔原理，利用当地弹道倾角变化率以及当地弹道倾角接近为零的假设，建立再入飞行器动力学模型，将力热约束转化为飞行走廊约束，以倾侧角为单变量进行优化，将飞行轨迹控制在飞行走廊内，满足力热要求与航程要求。本发明将热流、过载等约束条件转化为等效升阻比的边界，通过等效升阻比实现了力热控的紧耦合设计，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题。
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公开(公告)号：CN106643341A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201710103771.7
申请日：2017-02-24
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
IPC分类号： F42B15/01
CPC分类号： F42B15/01
摘要： 基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，基于准平衡滑翔原理，利用当地弹道倾角变化率以及当地弹道倾角接近为零的假设，建立再入飞行器动力学模型，将力热约束转化为飞行走廊约束，以倾侧角为单变量进行优化，将飞行轨迹控制在飞行走廊内，满足力热要求与航程要求。本发明将热流、过载等约束条件转化为等效升阻比的边界，通过等效升阻比实现了力热控的紧耦合设计，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题。
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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
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。
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公开(公告)号：CN110823016A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911019807.9
申请日：2019-10-24
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： 谢佳 , 郭振西 , 巩英辉 , 唐毛 , 季登高 , 张宁宁 , 李欣 , 刘秀明 , 张箭飞 , 陈芳 , 杨凌霄 , 余颖 , 武斌 , 陈志刚 , 韩伯雄 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 陈默 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
摘要： 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。
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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
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。
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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。
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