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公开(公告)号：CN113776561A
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202111092927.9
申请日：2021-09-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 用于地外天体着陆的测距测速敏感器闭环验证系统及方法，系统包括星端产品和地面测试设备两部分，其中，星端产品包括星载计算机、测距测速敏感器，地面测试设备包括遥控遥测计算机、地面动力学参数设置计算机、地面动力学测试设备和测距测速敏感器回波模拟器。由测距测速敏感器回波模拟器根据收到的地面动力学测试设备发送的测距测速模拟测量值及其有效性，测距测速敏感器发送的同步控制信号、参考基准时钟信号、射频发射信号和模拟波束号及波形控制字等信息，输出所需波束的射频回波信号，经测距测速敏感器采集输出测距测速信息并发送给星载计算机处理，实现地外天体着陆过程测距测速修正功能和性能的试验室环境下硬件在回路闭环验证。
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公开(公告)号：CN111351483B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010245775.0
申请日：2020-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种递归多子样大动态惯性导航方法，属于航天器自主导航技术领域，包括如下步骤：S1、根据着陆器的陀螺的角度增量和角速度的连续性特征，对着陆器的角速度进行多项式拟合，获得角速度多项式；S2、利用角速度多项式，求解着陆器的旋转矢量；S3、利用着陆器的旋转矢量构造旋转四元数；S4、利用上一个时刻的姿态四元数和S3中所述的旋转四元数，计算得到当前时刻的姿态四元数；利用上一个时刻的惯性速度、上一时刻的姿态四元数、着陆器的陀螺的角度增量，得到当前时刻的惯性速度；利用上一个时刻的惯性位置、上一时刻的惯性速度、当前时刻的惯性速度，得到当前时刻的惯性位置。本发明方法大幅提高了大动态运动下的惯性导航精度。
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公开(公告)号：CN113720355A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202111063808.0
申请日：2021-09-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种陀螺输出饱和自主诊断方法及系统，该方法设计了1条陀螺量程的判断条件，4条极性翻转的判断条件,分别作为陀螺饱和输出判断和极性翻转判断，将上述5条判据进行数据融合，共同作为陀螺输出饱和自主诊断的状态标志。ωMaxn根据陀螺设计量程并考虑一定裕度来设计，Δgmax则根据开伞的最大角加速度aωmax来进行设计，有效保证了陀螺的速度增量和角度增量均满足型号任务需求。本发明使得IMU能够自主、及时剔除输出异常的陀螺数据，可有效提升IMU产品在惯性导航或组合导航工作时的健壮性。
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公开(公告)号：CN108548541B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810205370.7
申请日：2018-03-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，(1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；(2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率相对标称量sref，Dref，的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；(3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；(4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；(5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率阻力加速度D，生成制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。
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公开(公告)号：CN111412928A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN202010225358.X
申请日：2020-03-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种深空着陆测速多波束故障检测与选取方法，(1)计算所有波束测量值的残差向量，若残差向量的模小于预设的阈值ε，则表明该残差向量模对应的波束无故障；否则针对剩余波束执行步骤(2)；(2)判断剩余波束的数量是否大于等于5，若小于5，则完成波束故障检测，否则将剩余所有波束置相同分数，并将剩余波束中取至少5个波束进行组合，计算每个组合对应波束测量值的残差向量，若残差向量的模小于预设的阈值ε1，则对该残差向量模对应组合中的所有波束的分数均增加；否则，计算残差向量与波束零空间列的夹角余弦绝对值，根据最大值的大小对每个波束分数进行调整；所有组合处理完成后进行分数排序，按照分数排序从中选取无故障波束用于导航修正。
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公开(公告)号：CN102538784A
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201110442045.0
申请日：2011-12-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于日地月方位信息的自主导航系统的地心方位的扁率修正方法，首先不考虑地球扁率影响，利用球面几何关系计算出地心方位和地心距。然后考虑地球扁率，建立地球敏感器扫描地平边缘时满足的几何约束方程，并结合大致的地心方位和地心距，反解出考虑扁率效应的地心方位信息。本发明在对考虑地球扁率的地心方向确定进行研究的基础上，提出了一种考虑地球扁率的地心方向确定方法，大大提高了基于日地月测量信息的自主导航系统的导航精度。
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公开(公告)号：CN114019792B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202111171510.1
申请日：2021-10-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种火星大气进入过程升力制导误差分析方法和系统，该方法包括：建立半速度系下的动力学方程；对半速度系下的动力学方程进行误差分析，建立大气进入误差动力学方程；对大气进入误差动力学方程进行离散化处理，得到离散化的误差协方差传播方程；根据离散化的误差协方差传播方程进行误差递推分析，得到火星大气进入过程升力制导误差分析结果，并输出。本发明通过方差外推技术实现了对火星着陆对落点误差方差的时间历程分析，为提高火星进入制导控制的鲁棒性和精度提供了研究依据。
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公开(公告)号：CN113844682B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202111070275.9
申请日：2021-09-13
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法，属于导航技术领域。本发明试验系统采用机械转台携带IMU敏感器通过姿态映射方法模拟火星着陆器EDL过程的真实姿态运动，利用机械转台实际输出数据和IMU采集的数据可对惯性导航的关键技术及相关性能进行有效验证和评估，具有试验方法简单、易实现、可靠性高、针对性强等特点。
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