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一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法.pdf

摘要
申请专利号:

CN201610035458.X

申请日:

2016.01.19

公开号:

CN105631229A

公开日:

2016.06.01

当前法律状态:

授权

?#34892;?#24615;:

有权

法?#19978;?#24773;: 授权|||实质审查的生效IPC(主分类):G06F 19/00申请日:20160119|||公开
IPC分类号: G06F19/00(2011.01)I 主分类号: G06F19/00
申请人: 中国人民解放军63796部队
发明人: 何京江; 魏志东; 董继辉
地址: 615000 四川省凉山彝族自治州西昌市16号信箱8组
优?#28909;ǎ?/td>
专利代理机构: 重庆市恒信知识产权代理有限公司 50102 代理人: 刘小红
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法律状态
申请(专利)号:

CN201610035458.X

授权公告号:

||||||

法律状态公告日:

2018.09.18|||2016.06.29|||2016.06.01

法律状态类型:

授权|||实质审查的生效|||公开

摘要

本发明请求保护一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法,主要解决在卫星发射试验任务中,实时综合处理系统通过运载器主动飞行段结束后的初轨实时外推计算运载器在整个滑行段的飞行轨迹,实时填补运载器滑行段测量盲区的飞行弹道,展示运载器全程飞行态势,生成各类指挥决策支?#20013;?#24687;,并实现测量设备全程引导。包括:1.提出了初轨弹道点选取策略。2.提出了初轨选优策略。3.确定了运载器滑行段轨道外推计算方法。4.制定了运载器飞行弹道填补方法。

权利要求书

1.一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法,其特征在
于:包括以下步骤:
101、首先对初轨弹道点进行选取,并对弹道值进行从发射系到
地惯系的坐标转换,得到地惯系弹道点;
102、其次利用地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨,并进行运
载器滑行段初轨选优;
103、利用选优初轨GDXY进行实时轨道外推,计算得到运载器在
当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex;
104、利用步骤103得到的当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex,
对需要填补的全程弹道进行填补。
2.根据权利要求1所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补
方法,其特征在于:步骤101中参与初轨弹道点选取的弹道有GNSS弹道和
遥测惯组YCGZ弹道,初轨弹道点的选取采用人机结合的选取策略,具体为:
首先,通过人机控制界面,在运载器滑行段内设置初轨计算弹道时间点tr,
每设置一个弹道时间点,就重新选取弹道、重复后续步骤;
其次,如果在人工控制界面中人工设置了初轨计算弹道时间点tr,就选取
GNSS和YCGZ在人工设置时间点的弹道值,即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr);如
果?#25381;?#20154;工设置初轨计算时间点,就通过遥测时间参数TKzdgj判断主动段关机发
生后15秒的GNSS和YCGZ弹道值,即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr),其中
tr=TKzdgj+15;
然后,将选取的发射系下弹道OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)转换到地心惯性
坐标系下,得到地惯系下弹道值
Orbit i I ( t r ) = I G ( T 0 , t r ) × Orbit i ( t r ) , ]]>i=GNSS,YCGZ
其中,IG(T0,tr)为发射系到地惯系的转换矩阵,是发射绝对时T0和相对飞行时tr的
函数。
3.根据权利要求1或2所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填
补方法,其特征在于:步骤102中利用步骤101的地惯系弹道点计算运载器
滑行段初轨,并进行初轨选优,具体为:
首先,利用地惯系下弹道值分别计算出一个初
轨值,即GDGNSS、GDYCGZ;
GD i = CalGD ( Orbit i I ( t r ) ) , ]]>i=GNSS,YCGZ
其中,CalGD(OrbitI(t))为初轨计算函数,是起飞绝对时T0和地惯系弹道值的
函数;
其次,进行初轨选优,具体如下:当初轨已计算后的20秒内,如果?#25381;?#36827;
行人工初轨选择,则自动选择GDGNSS为选优轨道GDXY,即GDXY=GDGNSS,
人工可在运载器滑行段内进行人工初轨选优,即从GDGNSS、GDYCGZ两者之中选
择用于轨道外推的初轨值,即
GD X Y = GD G N S S , i f Orbit X Y = Orbit G N S S I ( t r ) GD Y C G Z , i f Orbit X Y = Orbit Y C G Z I ( t r ) . ]]>
4.根据权利要求1或2所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填
补方法,其特征在于:步骤103进行轨道外推,计算出当前飞行时刻运载器
的发射系下弹道值,具体为:
首先,对基于步骤102得到的选优初轨外推计算滑行段当前飞行时刻tex的
地惯系弹道值OrbitI(tex)
OrbitI(tex)=ExSlideGD(GDXY,tex)
其中,ExSlideGD为轨道外推函数;
然后,对地惯系弹道值OrbitI(tex)进行坐标转换,得到发射系下弹道值
Orbitex(tex)
Orbitex(tex)=GI(T0,tex)×OrbitI(tex)
其中,GI(T0,tex)为地惯系到发射系的转换矩阵,是起飞绝对时T0和相对飞行时tex
的函数。
5.根据权利要求1或2所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填
补方法,其特征在于:步骤104对需要弹道填补的全程弹道进行弹道填补,
具体为:
首先,确定弹道填补的全程弹道有全程综合弹道OrbitZH,全程GNSS弹道
OrbitGNSS和全程YCGZ弹道OrbitYCGZ;
然后,如果人工设置弹道填补标志为真,且tex时刻判断全程弹道Orbiti已
连续中断3秒以上,则用轨道外推得到的弹道值Orbitex(tex)填补Orbiti(tex)
Orbiti(tex)=Orbitex(tex),ifnLostCnt≥3∩bFillOrbit=true
其中,i=ZH,GNSS,orYCGZ。

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一种 运载 滑行 测量 盲区 运行 轨迹 填补 方法
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