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公开(公告)号：CN110647159B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN201910896587.1
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种月球软着陆精确避障异构备份方法，该方法包括：(1)基于分时复用的系统硬件组态设计。对探测器软着陆飞行轨迹进行曲线特征提取，得到主减速段之后探测器以垂直姿态下降的特征曲线，进而得到成像式敏感器视场指向与探测器标称下降速度方向一致。对探测器软着陆过程中的飞行任务功能剖面进行时序特征提取，得到下降过程中按时间历程依次为粗避障段和精确避障段。(2)基于并行分布式信息处理的精避障自主重构时序设计方法。基于可并行计算的硬件基础，在精避障过程中，GNCC用于进行避障时序的控制和主动获取图像处理板的处理状态信息；图像处理板用于进行地形障碍识别计算，并将安全点信息发送给GNCC，两者工作在分布式并行计算模式下，实现精避障异构备份功能。
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公开(公告)号：CN110779545B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910896599.4
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种地外天体软着陆探测器低采样频率条件下着陆指标评价方法，步骤如下：(1)地外天体软着陆探测器开始软着陆过程后，能够利用星上算法自主进行着陆指标实时计算；(2)当地外天体软着陆探测器满足着陆条件，对步骤(1)所述着陆指标按一定频率、一定周期数进行存储；(3)地面确认软着陆探测器安全软着陆在地外天体后，对软着陆探测器存储的着陆指标数据进行下传；(4)地面对下传的着陆指标数据进行解析，并进行评估，若着陆指标满足探测器总体所下达的软着陆任务指标要求，判定着陆指标合格；否则，判定着陆指标不合格，实现了着陆瞬间星上着陆状态的获取，为最终着陆状态确定及着陆性能评估提供了可靠技术手段。
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公开(公告)号：CN110775299B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201910974453.7
申请日：2019-10-14
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，步骤为：1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步；2)根据当前控制周期有无新的星敏测量数据发送回来，获得当前时刻干扰力矩估计值Md,i；3)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制。本发明采用前馈补偿的方法，快速消除干扰对航天器姿态角速度的负面影响，保证姿态平稳，从而为星敏正常工作提供保障条件，保证了星敏数据的连续性。
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公开(公告)号：CN108516107B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201810164258.3
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统，包括：(1)根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计。本发明考虑了动力过程主发动机以外其他姿控发动机喷气造成的额外质量消耗和加速度，并将它们的影响从估计方程中扣除，最后通过递推最小二乘方法得到主发动机推力和比冲的精确估计结果。这种方式的好处是可以实时在线进行并且剔除了其他发动机工作对估计结果的不利影响。
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公开(公告)号：CN110775299A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201910974453.7
申请日：2019-10-14
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种唯星敏定姿定速的欠测量干扰抑制姿态控制方法，步骤为：1)星敏感器接收控制计算机发出的同步信号，使得星敏测量数据的测量时刻与控制计算机的控制周期同步；2)根据当前控制周期有无新的星敏测量数据发送回来，获得当前时刻干扰力矩估计值Md,i；3)计算控制器的输出，得到控制力矩，完成航天器的姿态控制。本发明采用前馈补偿的方法，快速消除干扰对航天器姿态角速度的负面影响，保证姿态平稳，从而为星敏正常工作提供保障条件，保证了星敏数据的连续性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110542423A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910668412.5
申请日：2019-07-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，步骤如下：1)设探测器制导指令计算周期为T，每N个制导指令计算周期进行一次制导参数更新；假设外部导航系统建立在惯性坐标系下，当前周期由导航系统提供的目标着陆点位置矢量为 探测器自身在惯性系的位置矢量为ri，速度矢量为vi；设计数器k是一个非负整数，初值为0；所述惯性坐标系用i表示，原点在月球中心，三个坐标轴在惯性空间指向固定方向；N≥1；2)以目标着陆点为中心，在空间中沿固定的方向建立制导坐标系，获得由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵；3)解算得到制导参数；4)计算得到制导指令，并交给外部姿态控制系统和发动机执行。
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公开(公告)号：CN109292114A
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201811075433.8
申请日：2018-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/62
Abstract: 本发明涉及一种月面软着陆轨迹确定方法，属于着陆器着陆轨迹设计技术领域。制动段结束时，高度h1、垂直速度v1、水平速度为0m/s，着陆器姿态为垂直向下；接近段，引入测距测速敏感器数据进行导航修正，在高度h2时对月面成像，采用四次多项式制导律，粗避障至安全着陆点上方；下降段，着陆器悬停在高度h3处对月面成像，采用相平面制导律精避障至安全着陆点上方高度h4，着陆器以速度v2到高度h5处关闭发动机。
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公开(公告)号：CN108548540A
公开(公告)日：2018-09-18
申请号：CN201810162395.3
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种多波束测速信息融合方法及系统，包括(1)将惯导获得的对地速度投影到各个测速波束方向上，并与测速波束的实测值进行比对，获得波束测量残差；(2)根据获得的波束测量残差，通过平衡方程计算每个波束的累计评价值；(3)根据步骤(2)得到的波束的累计评价值，按照波束选择逻辑，选择出三个波束；(4)波束融合：对选出的3个波束进行几何解算，获得三维速度误差矢量，然后滤波修正惯导速度。本发明对所有有效波束进行评判，避免测量误差较大的波束引入修正，同时本发明提出的波束选择策略考虑单波束的评价值大小，降低波束组合时误差放大的可能，增加测速修正的精度，提高组合导航的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN108535738A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810238219.3
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种成像式激光体制敏感器模拟器及模拟方法，特别涉及一种多距离点激光三维近景成像模拟器及模拟方法，属于航天产品地面验证技术领域。本发明能够实现成像式激光体制敏感器的全物理激励信号的输出，大大提高了该类敏感器功能、性能验证测试的有效性。该设计方法还具有安装调试简单、安全性高、移动运输便捷的特点。
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公开(公告)号：CN108398938A
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201810164256.4
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统及方法，特别涉及一种含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统闭环验证系统及方法，属于航天器地面验证技术领域。该方法通过数字模拟和实物模拟两种工作方式对姿轨控发动机进行模拟，由动力学计算机对发动机信号进行采集，实现月球着陆起飞过程中动力学驱动，并向星上设备提供位姿信息，从而实现闭环；两种工作方式可根据地面验证需要进行切换。探月三期着上组合体GNC子系统地面验证时采用该闭环验证方法，在系统闭环验证中起到良好效果；并在系统故障识别、回归测试、快速验证、问题查找与定位过程中起到重要作用，提高了地面验证的真实性、充分性及测试效率。
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