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公开(公告)号：CN108845823B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201810790518.8
申请日：2018-07-18
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F8/654
摘要： 本发明公开了一种基于F2812芯片的软件在线升级方法，该方法包括如下步骤：步骤一：将驻留软件和初始工作软件存储在F2812芯片的FLASH空间中；步骤二：上电，驻留软件启动，判断上电时间是否在时间窗内，如果上电时间在时间窗内，驻留软件接收升级指令，驻留软件进一步接收新的工作软件，把初始工作软件擦除，并写入新的工作软件，新的工作软件开始工作；如果上电时间不在时间窗内，驻留软件对存有初始工作软件的片区进行校验。本发明提高了工作效率，降低运行维护成本。
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公开(公告)号：CN105043171B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201510374499.7
申请日：2015-06-30
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法，对重力项及阻力项进行了补偿，补偿项的系数随弹道特性变化，更好地提高了导引规律对不同弹道的适应性；附加的变系数速度倾角约束项，在远距离时充分利用弹道下降过程中自身速度方向变化的固有规律，主要进行比例导引，在近距离时进行末端速度倾角控制，有效降低了倾角约束项的过载需求，实施对末段速度倾角控制的同时，减小约束项对机动能力的影响。该制导律还能够根据弹种不同自适应的选取速度倾角期望值和导引参数，以满足不同战斗部对落地速度倾角的不同要求。
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公开(公告)号：CN108228467B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201810086337.7
申请日：2018-01-30
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F11/36
摘要： 本发明提供了一种嵌入式飞控软件算法快速验证方法及系统，在根据任务要求进行嵌入式飞控软件功能分解的基础上，按一定的项目构成分别在开发环境和测试环境中建立嵌入式飞控软件算法实现项目和测试项目，并共用嵌入式软件算法文件，完成嵌入式软件在开发环境和测试环境中平台移植；在测试环境中由接口程序将输入数据文件引入嵌入式飞控软件的算法，实现数据文件与被测嵌入式飞控软件算法的对接；最终通过编写测试脚本、执行测试程序获得嵌入式飞控软件算法的输出、比较该输出与任务要求的输出是否一致来判定嵌入式飞控软件的算法验证是否通过。该验证方法使嵌入式飞控软件的算法验证脱离硬件平台和半实物仿真环境限制，达到快速验证的目的。
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公开(公告)号：CN111104309A
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201911121325.4
申请日：2019-11-15
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种综合测试流程快速实现方法：按照待测试系统的硬件接口类型进行测试功能类别划分；对每种测试功能类别设计测试功能单元；所有的测试功能单元采用统一的接口参数；设计测试配置信息接口，建立配置信息与测试功能单元的映射关系；建立测试流程需求与测试流程配置信息的对应关系，测试配置信息存储在配置文件中，文件中一行对应一个测试项目；从配置文件中顺序读取每一条配置信息，并解析，判断测试功能类别及其对应的测试功能单元，并将配置信息传递至测试功能单元的接口参数，由测试功能单元完成当前测试项目的执行，并通过接口参数输出测试结果，直至执行完所有的测试项目完成测试流程。
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公开(公告)号：CN105045271A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510373120.0
申请日：2015-06-30
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种欠驱动条件下的空间飞行器位置机动方法，步骤如下：(1)获得载体坐标系下飞行器当前位置与目标位置之间的位置误差及飞行器在当前速度与目标速度之间的速度误差，计算飞行器与目标位置的相对距离；(2)计算载体坐标系下飞行器相对目标位置的视线角速度；(3)计算OZ轴与位置误差矢量的夹角或者OX轴与视线角速度矢量的夹角；(4)计算误差四元数；(5)控制飞行器的姿态和轨道，调整轨控发动机的推力方向，使飞行器从当前位置运动到目标位置。本发明针对采用在飞行器纵轴方向无控制力的动力系统的小型空间飞行器，基于姿轨耦合控制方法，在不增加轨控发动机或改变动力系统布局的条件下完成飞行器的空间位置的改变。
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公开(公告)号：CN108845823A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810790518.8
申请日：2018-07-18
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F8/654
摘要： 本发明公开了一种基于F2812芯片的软件在线升级方法，该方法包括如下步骤：步骤一：将驻留软件和初始工作软件存储在F2812芯片的FLASH空间中；步骤二：上电，驻留软件启动，判断上电时间是否在时间窗内，如果上电时间在时间窗内，驻留软件接收升级指令，驻留软件进一步接收新的工作软件，把初始工作软件擦除，并写入新的工作软件，新的工作软件开始工作；如果上电时间不在时间窗内，驻留软件对存有初始工作软件的片区进行校验。本发明提高了工作效率，降低运行维护成本。
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公开(公告)号：CN106292700A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610648882.1
申请日：2016-08-09
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05D1/10
CPC分类号： G05D1/107
摘要： 一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，减小大落地倾角对侧向导引指令的影响，合理分配与规划侧向导引指令，避免末段导引量较大，有效提高了打击精度。本方法解决了飞行器在大落地倾角条件下的侧向导引指令计算的问题，满足了大落地倾角条件下，侧向导引精度等方面需求。
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公开(公告)号：CN105021092B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201510373110.7
申请日：2015-06-30
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，包括如下步骤：(1)获取载体坐标系o?xbybzb下导引头的体视线方位角和体视线高低角；(2)处理捷联导引头测量信息；(3)计算载体坐标系下弹目相对距离矢量以及目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量；(4)计算载体坐标系下当前时刻飞行器的惯性视线方位角速率和当前时刻飞行器的惯性视线高低角速率；(5)将步骤(4)获得的结果作为制导信息送至捷联寻的导引头。本发明针对现有技术的不足，直接使用体视线角测量信息和陀螺角速度测量信息提取惯性视线角速度，提高了制导精度，降低制导系统的设计难度，能够广泛应用于各种捷联寻的制导武器中。
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公开(公告)号：CN111104309B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN201911121325.4
申请日：2019-11-15
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种综合测试流程快速实现方法：按照待测试系统的硬件接口类型进行测试功能类别划分；对每种测试功能类别设计测试功能单元；所有的测试功能单元采用统一的接口参数；设计测试配置信息接口，建立配置信息与测试功能单元的映射关系；建立测试流程需求与测试流程配置信息的对应关系，测试配置信息存储在配置文件中，文件中一行对应一个测试项目；从配置文件中顺序读取每一条配置信息，并解析，判断测试功能类别及其对应的测试功能单元，并将配置信息传递至测试功能单元的接口参数，由测试功能单元完成当前测试项目的执行，并通过接口参数输出测试结果，直至执行完所有的测试项目完成测试流程。
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公开(公告)号：CN109084772B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810826738.1
申请日：2018-07-25
申请人： 北京航天长征飞行器研究所 , 中国运载火箭技术研究院
发明人： 张甜 , 方海红 , 姚跃民 , 赵春明 , 鞠晓燕 , 董春杨 , 田源 , 孙月光 , 王玥兮 , 张竑颉 , 凌咸庆 , 宋景亮 , 秦卓 , 王洁 , 王东东 , 水涌涛 , 刘佳琪 , 李建新
IPC分类号： G01C21/20
摘要： 本发明公开了一种基于无迹卡尔曼的视线转率提取方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：根据弹目视线空间运动方程得到视线转率估计的状态方程，根据视线转率估计的状态方程得到离散化的视线转率估计的状态方程；根据弹目视线空间运动方程得到离散化的视线转率估计的观测方程；将Sigma点代入离散化的视线转率估计的状态方程得到Sigma点集的一步预测；将Sigma点代入离散化的视线转率估计的观测方程得到预测观测量；根据Sigma点集的一步预测和预测观测量得到无迹卡尔曼滤波的迭代方程，根据无迹卡尔曼滤波的迭代方程得到视线转率。本发明通过基于无迹卡尔曼的视线转率提取方法和系统使得求取的视线转率精度高。
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