本发明涉及一种基于“逆波兰式”算法的判据自动解析方法，包括如下步骤：配置判据文件，将所需判读的参数标准值V、上偏差VH、下偏差VL写入配置文件，标准值V依赖于d，上偏差VH依赖于观测量d1，下偏差VL依赖于观测量d2；自动判读模块读取配...

本发明提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初...

本发明提供了一种基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法，该方法根据惯性导航误差传播机理建立惯性初始基准偏差模型，利用GPS信息作为观测量，采用标准卡尔曼滤波方法估计惯性初始基准偏差。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证，基于GPS的飞行...

本发明一种基于磁保持继电器的可逆转电控制电路，通过地面供电继电器KP1、KP2的接通与断开，采用KP1、KP2继电器触点并联冗余输出的模式，实现稳定可靠的地面供电控制功能；通过转电控制继电器KZ1～KZ4的接通与断开，采用KZ1～KZ4...

一种大功率直流稳压电源远程供配电电路，地面大功率直流稳压电源通过长距离线缆为火箭上的远端负载提供直流电压，在接通远端负载的情况下，为确保远端负载的供电电压满足要求，将远端负载两端的电压通过无缝切换控制电路反馈给电源本机，实现远端稳压，在...

本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU...

本发明涉及一种基于ICMP报文的快速故障检测方法，包括如下步骤：确定试验所需要连接的测试设备，选出底层使用TCP/IP协议进行通信的测试设备，并建立测试设备连接列表；在设备初始化前，测试过程中，测试结束后，上位机向连接列表中的测试设备周...

本发明涉及一种在线软件烧写装置及方法，所述装置包括箭上控制设备、综合测控设备以及地面测试设备；综合测控设备包括板卡以及耦合器；耦合器通过总线以及第五连接器与地面测试设备相连，且耦合器将总线分为两束，其中一束通过第一连接器与箭上控制设备的...

本发明一种适用于多用户操作的隔离断电控制电路，通过使用4个双刀电磁继电器KD1、KD2、KD3、KD4组成隔离断开控制线路，实现对断电继电器组KZ的断电控制端口的信号控制功能。就是使断电控制指令通过隔离继电器进行转发，由供配电系统的母线...

本发明涉及一种飞行器FADS系统的故障判别与滤波处理方法，其包括以下步骤：1)建立FADS系统方程和测量方程，设FADS数据解算的目的是获得给定的状态变量X，根据变量特征建立FADS系统方程；设FADS采用了m个测压孔，以测压孔的压力与...

本发明涉及一种抗多径高精度码环鉴相方法，构造移位寄存器，通过移位寄存器产生四种不同相对延时的本地码，利用窄相关技术计算同向分量和正交分量的积分累加值，采用非相干超前减滞后幅值法、前后斜率法分别计算码相位偏差，并根据相位偏差大小在两种鉴相...

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...

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...

一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度...

一种基于FPGA和DSP的星载电子系统数据接口转换系统，包括：FPGA处理模块、DSP处理模块、接口电路模块和附属电路模块等模块。DSP处理模块实现Spacewire数据编解码处理、收发控制、实现Spacewire控制协议以及与Spac...

本发明提供了一种星载时钟冗余系统及方法，用于为航天控制系统提供系统时钟。该系统和方法把非同源的外部高精度时钟和两个内部时钟分别作为主时钟、备份时钟和第三方时钟，只有当主备时钟不一致时才采用第三方时钟仲裁，能容忍时钟发生单余度故障，达到了...

本发明公开了一种对时变调姿目标的程序四元数在线规划方法，属于飞行器控制系统设计领域。该方法根据调姿初始姿态的四元数描述和t时刻调姿时变目标姿态计算转动四元数P(t)，根据P(t)计算参数α(t)及E1(t)、E2(t)、E3(t)，并根...

本发明公开了一种用于升力式飞行器的下压末段翻身时机调整方法及系统，包括：建立飞行器在下压末段翻身起判时刻的高度差与翻身时刻待飞航程的映射关系；其中，高度差为飞行器实际高度与标称高度的差值；当处于下压末端的飞行器的实际待飞航程小于预设航程...

本发明提供一种滑翔飞行器的制导方法，用于解决如何确保滑翔飞行器在具备超强机动能力的前提下，不超越横向走廊边界的问题。所述方法适用于滑翔飞行器有横侧向边界走廊约束的飞行段，具体为根据飞行器距离横侧向走廊左右边界的距离产生附加侧向力，实现边...

本发明公开了一种攻角约束下的平衡滑翔制导力分配方法，该方法包括：确定飞行器的法向力系数；根据预设的纵向高度控制律，计算纵向力Fycx的值；计算最小限幅攻角所能提供的法向力Fmin；根据Fycx和Fmin确定横向通道的制导力Fzc1。通过...