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公开(公告)号：CN106895854B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201710229204.6
申请日：2017-04-10
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种星光修正精度地面试验方法，包括如下步骤：通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；计算起飞后给定时间的姿态角理论值；星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值；计算星光修正误差：姿态测量值‑理论值；根据获得的修正值进行判定。与现有技术相比，本发明的地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，能够解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
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公开(公告)号：CN106989761B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710381717.9
申请日：2017-05-25
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法。本发明利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测，建立量测方程。设计自适应滤波算法，经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值，从而实现组合系统的在轨自标定。本发明克服了现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。
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公开(公告)号：CN106996778A
公开(公告)日：2017-08-01
申请号：CN201710170915.0
申请日：2017-03-21
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。
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公开(公告)号：CN107101649B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201710376506.6
申请日：2017-05-25
申请人： 北京航天自动控制研究所
摘要： 本发明公开了一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法在轨、实时地标定出制导工具的误差系数，对制导工具误差进行补偿。本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。
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公开(公告)号：CN106908085A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
申请人： 北京航天自动控制研究所
CPC分类号： G01C25/00 , G01C21/025
摘要： 本发明公开了一种基于地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括步骤：给定需要控制的测星指向程序角和时间，试验地点纬度、射向，已知转台的框架结构方式和坐标系定义，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角；已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵；计算转台三框控制角度。过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。
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公开(公告)号：CN106227968A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5095 , G06F17/5009
摘要： 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106908085B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201710229758.6
申请日：2017-04-10
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地球自转补偿的星光测量指向控制方法，包括步骤：给定需要控制的测星指向程序角和时间，试验地点纬度、射向，已知转台的框架结构方式和坐标系定义，通过模型计算转台在该时刻需要控制的框架角；已知转台在初始状态时外、中、内框架角读数；计算发惯系到箭体系的姿态矩阵定义；计算考虑地球自转影响后的姿态矩阵；计算转台三框控制角度。过地球自转补偿后，可以控制测星指向惯性空间保持不变，真实模拟飞行过程中的测星指向，通过控制星光测量相对惯性空间保持稳定，可模拟真实飞行测星状态，考核星光导航工作流程和精度。
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公开(公告)号：CN106250625B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106227968B
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106895854A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710229204.6
申请日：2017-04-10
申请人： 北京航天自动控制研究所
IPC分类号： G01C25/00
CPC分类号： G01C25/005
摘要： 本发明公开了一种星光修正精度地面试验方法，包括如下步骤：通过惯导系统射前自瞄准和光学瞄准，得到惯组姿态初始值；计算起飞后给定时间的姿态角理论值；星光外场试验通过星光测量、匹配和修正，得到经过星光修正以后，惯组回到初始位置并保持到给定时间的姿态角测量值；计算星光修正误差：姿态测量值‑理论值；根据获得的修正值进行判定。与现有技术相比，本发明的地面星光定姿外场试验判定星光修正精度的有效方法，能够解决运载火箭上面级星光定姿地面试验面临的技术问题。
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