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公开(公告)号：CN102506877B
公开(公告)日：2014-01-15
申请号：CN201110409502.6
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明针对深空探测高精度自主导航系统的滤波问题，提出了一种对初始误差具有抗扰性的非线性滤波方法，该方法采用并行滤波的结构，利用无轨变换(UT)生成各通道子滤波器的初值，然后各通道根据EKF的计算方法，求得各子滤波器的状态及方差估计值，最后计算自回归法加权系数，将前面计算的结果进行加权处理，得到最终的状态及方差估计值。本发明方法能够避免由于初值分布不准确对滤波精度的影响，即对初始误差具有一定的抗扰性，非常适合于深空探测这类初值获取精度不高的导航系统。
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公开(公告)号：CN103466100A
公开(公告)日：2013-12-25
申请号：CN201310372827.0
申请日：2013-08-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种着陆器软着陆姿态控制方法，该方法在目标姿态较大变化时，设计基于标称角速度的PI控制，姿态快速逼近目标的同时，避免角速度测量饱和；同时积分项估计出的干扰力矩，在角度偏差减小时直接赋值给角度偏差PID控制的积分项，控制切换平稳过渡，本发明适应着陆器软着陆期间变干扰力矩的特点，提高了稳态姿控精度；另外，本发明基于上述姿态控制方法，针对软着陆期间制导目标姿态跳变的特点，设计了该姿态超差判定方法，避免常规方法出现的误诊断情况，该方法简单可靠，故障定位准确率高。
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公开(公告)号：CN102997935A
公开(公告)日：2013-03-27
申请号：CN201210504693.9
申请日：2012-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种基于光学和惯性组合测量的自主GNC仿真试验系统，包括：一体化敏感器、动态天体及恒星模拟器、GNC模块、动力学仿真与环境模拟模块、无线电测速与测距模拟器、仿真总控模块和三轴转台。本发明把一体化敏感器引入到仿真试验系统中，采用三轴转台实现了航天器的姿态运动，采用动力学仿真与环境模拟模块仿真了深空航天器的动力学特性和空间环境干扰，对于深空航天器的动力学和外部环境特性模拟真实可靠。
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公开(公告)号：CN102997922A
公开(公告)日：2013-03-27
申请号：CN201210504542.3
申请日：2012-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种利用光学导航信息的脉冲到达时间差确定方法，其基本流程为：首先，将通过航天器上的光学导航敏感器获得的航天器位置信息用于建立时间转换方程，对通过X射线探测器观测得到的X射线光子到达时间观测量进行时间转换；其次，基于经过时间转换的X射线光子到达时间数据，通过周期折叠方法获得观测脉冲轮廓；再次，将观测脉冲轮廓和已知的标准脉冲轮廓进行比对，计算得到脉冲星信号到达时间差，所得到的脉冲星信号到达时间差可作为航天器自主导航系统的观测量。该方法能够实现脉冲星信号到达时间差的准确计算，为航天器自主导航系统提供准确的脉冲星信号到达时间差观测量。
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公开(公告)号：CN102878997A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210409156.6
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种大偏心率轨道的星上快速高精度外推方法，火星探测器任务轨道为大偏心率(e＞0.6)椭圆轨道，采用数值积分方法，要做到较高精度的轨道计算，需要考虑较高阶次的火星形状摄动以及其他各种摄动因素影响，从而导致计算量较大，若星上计算机复位或切机，数值积分方法将会中断；解析法只适用于偏心率较小(e＜0.6)的椭圆轨道；利用精密轨道提供的探测器位置拟合切比雪夫多项式系数，将会带来较大的拟合误差。本发明通过引入精密轨道与二体轨道的位置差，利用位置差拟合切比雪夫多项式系数，可以很好地解决大偏心率椭圆轨道的星上轨道计算问题，计算量小，且精度高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102116642A
公开(公告)日：2011-07-06
申请号：CN200910216988.4
申请日：2009-12-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种恒星敏感器的模拟器，它包括准直物镜，在准直物镜的焦平面上设有星点靶标，通过准直物镜将星点靶标成像到无限远；在准直物镜和星点靶标之间设置分光组件，在分光组件侧面分光光路焦平面上还设有检测靶标，星点靶标固定在焦面调整机构上，靶标照明装置为星点靶标提供照明。本发明采用与以往恒星模拟器方案不同的技术，克服了现有恒星模拟器星间角距模拟精度差问题，能够解决用于小行星自主导航甚高精度恒星敏感器的恒星和小行星星阵的甚高精度模拟，验证恒星敏感器的测量精度和自主导航定位精度，对于深空自主导航敏感器研制具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN102116632A
公开(公告)日：2011-07-06
申请号：CN200910216982.7
申请日：2009-12-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明属于一种角距计算方法，具体涉及一种确定小行星导航敏感器星间角距的方法。一种确定小行星导航敏感器星间角距的方法，它包括以下步骤，1)星图预处理；2)星轨迹目标分割；3)星轨迹模板选择；4)内差窗口相关匹配；5)二维相关系数最值拟合；6)亚像素角距计算。本发明的优点是，本发明属于整体性目标几何匹配，可适应于各种不同的星轨迹角距计算，具有很强的鲁棒性与可实施性。它克服了已有算法的节点选择有效性问题，可以应用于各种类型的“轨迹”计算，不仅对于小行星导航敏感器，而且对于高动态的恒星敏感器也同样实用，因此具有较强的实用性。
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公开(公告)号：CN101074881B
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN200710130188.1
申请日：2007-07-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/16
Abstract: 一种月球探测器软着陆阶段惯性导航方法，属于月球探测器软着陆阶段惯性导航技术领域，包括下列步骤：(1)建立月球导航方程，由陀螺得到月球探测器的姿态信息，加速度计综合轨道初值与姿态信息得到惯性导航轨道；(2)测速仪根据姿态信息得到探测器速度；测距仪根据姿态信息得到探测器位置；(3)惯性导航轨道综合探测器速度和位置，经过滤波修正得到最终的导航轨道数据。本发明利用测距、测速信息对惯性导航结果进行修正，有效提高了月球软着陆阶段的自主导航精度，一定程度上减轻了地面测控系统的压力。
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公开(公告)号：CN100495261C
公开(公告)日：2009-06-03
申请号：CN200710121319.X
申请日：2007-09-04
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统由三维平动模拟模块、三维转动模拟模块、控制计算机、仿真计算机以及地面测试和总控计算机系统组成。三维平动模拟模块和三维转动模拟模块采用实物模型，其中，三维平动模拟模块用来模拟着陆器相对于月面的轨道运动，其上的月面沙盘屏用来模拟月球的地表特征；三维转动模拟模块则用来模拟着陆器的姿态运动。而其他成熟的常规敏感器和执行机构以及着陆器动力学和运动学等则通过计算机建立精确的数学模型来代替。同数学仿真相比，该系统可使GNC方案和算法得到更真实有效地验证，而与全实物仿真系统相比又具有研制费用低、简单易行等优点。
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公开(公告)号：CN101122780A
公开(公告)日：2008-02-13
申请号：CN200710121319.X
申请日：2007-09-04
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统由三维平动模拟模块、三维转动模拟模块、控制计算机、仿真计算机以及地面测试和总控计算机系统组成。三维平动模拟模块和三维转动模拟模块采用实物模型，其中，三维平动模拟模块用来模拟着陆器相对于月面的轨道运动，其上的月面沙盘屏用来模拟月球的地表特征；三维转动模拟模块则用来模拟着陆器的姿态运动。而其他成熟的常规敏感器和执行机构以及着陆器动力学和运动学等则通过计算机建立精确的数学模型来代替。同数学仿真相比，该系统可使GNC方案和算法得到更真实有效地验证，而与全实物仿真系统相比又具有研制费用低、简单易行等优点。
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