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公开(公告)号：CN111351490B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202010245815.1
申请日：2020-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，属于航天器自主导航技术领域，包括如下步骤：S1、建立第一惯性基准坐标系，利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态；S2、对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计；S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，对着陆器的天底向量进行第二状态估计；S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。本发明方法对两种天底向量进行融合，有效地提高了基准重建的收敛速度。
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公开(公告)号：CN108594802B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201810168097.5
申请日：2018-02-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/02
Abstract: 本发明提供一种探测器目标着陆区域确定及避障制导方法与装置，属于航天器制导、导航与控制技术领域。所述方法包括：当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域。本发明既实现了初步避障制导，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗。
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公开(公告)号：CN112066999A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010974504.9
申请日：2020-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，属于航天器自主导航技术领域，首先将本体坐标系下的着陆器速度和引力方向作为状态量，建立相应的系统状态方程，然后建立测速敏感器的测量方程，最后利用约束卡尔曼滤波技术实现对本体系下的速度和引力方向的实时估计。本发明方法利用卡尔曼滤波框架进行引力方向估计，可以通过滤波的方差对状态估计的收敛性进行判断。本发明方法不需要对历史时刻的观测量进行存储，计算量小，适宜星上计算。
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公开(公告)号：CN111637896A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010398979.8
申请日：2020-05-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开一种基于星历约束辅助的自主天文导航方法，属于深空探测技术领域。本方法基于火星环绕段动力学模型建立导航状态方程，以火星卫星为导航目标天体建立导航观测模型，结合非线性滤波算法进行自主天文导航，在此基础上引入导航目标天体星历误差约束，采用概率密度函数截断法对滤波结果做进一步修正，能够保证滤波收敛并有效提高导航精度。
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公开(公告)号：CN111026142A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911269698.6
申请日：2019-12-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种大干扰和小惯量情况下的快速姿态机动方法及系统，本方法步骤：(1)根据上拍的控制量和当拍采集得到的角速度，结合姿态动力学方程进行干扰力矩的快速估计；(2)基于估计干扰力力矩，考虑到控制时延，利用姿态动力学方程进行四元数和角速度预测；(3)根据目标四元数和预测的本体四元数，计算本体姿态相对于目标姿态的四元数误差，根据该四元数误差大小划分为恒定角速度控制区、抛物线目标角速度控制区和姿态角控制区；(4)基于四元数分区，以及预测的姿态四元数和角速度，计算PID控制器+干扰力矩前馈的控制量；(5)将计算得到的控制量送入脉宽调制器，得到对应发动机的喷气时间。采用该方法，可以在存在干大扰和时延情形下，实现小惯量航天器的快速姿态机动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110307840A
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201910422724.8
申请日：2019-05-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于多波束测距测速和惯性的着陆段鲁棒融合方法，首先建立探测器高度和垂向速度的二阶动力学系统、探测器测距的虚拟高度，使用探测器测距的虚拟高度建立探测器高度和垂向速度的统一线性方程，并得到最优无偏估计，进而得到高度和垂向速度的鲁棒估计，然后建立探测器相对于行星的速度的动力学方程、探测器测速敏感器的测量方程，进而得到探测器速度的统一线性方程及线性无偏估计，最后根据探测器相对于行星的速度的线性无偏估计，借助方差上界理论得到探测器相对于行星速度的鲁棒估计。
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公开(公告)号：CN108548541A
公开(公告)日：2018-09-18
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：CN103363991B
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201310121356.6
申请日：2013-04-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种适应月面崎岖地形的IMU与测距敏感器融合方法，首先利用惯性导航和测距敏感器测量信息分别解算着陆器的高度；然后比较一段时间内惯性导航和测距敏感器分别获得的着陆器高度变化，通过事先设计的随高度变化的检测门限来判断测距敏感器的有效性，如果一致则确认测距敏感器测量有效，可引入修正；修正时，以测距敏感器计算高度和惯性导航解算高度之差作为新息，使用随高度变化的最优滤波系数矩阵来修正惯性导航位置和速度。本发明能够大大提高测距信号引入修正的准确性，降低未知不确定地形对导航系统的影响，保证导航融合的最优性，确保着陆导航的精确性和安全性。
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公开(公告)号：CN103018066B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201210504611.0
申请日：2012-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 深空探测小天体附着过程的自主GNC半物理仿真试验系统，包括：平台、导航、制导与控制模块、弱引力模拟器、气浮台、光纤陀螺、小天体地形模拟器、光学相机、激光测距仪和仿真总控模块；仿真总控模块控制弱引力模拟器收到指令后驱动弱引力模拟器工作实现弱引力模拟，同时还通过导航、制导与控制模块控制光纤陀螺、光学相机和激光测距仪工作，根据光纤陀螺、光学相机和激光测距仪提供的测量结果计算气浮台导引律，之后再根据所述气浮台导引律生成相应的控制律用于驱动气浮台在平台上移动接近附着点，并将气浮台的位置信息和姿态信息的提供给仿真总控模块。提高了深空探测小天体附着过程的自主导航与控制技术地面半物理仿真验证的真实性和可靠性。
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公开(公告)号：CN103303495B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201310125183.5
申请日：2013-04-11
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种动力下降过程干扰力矩的估计方法。在月球软着陆动力下降过程中，因为质心偏移产生的干扰力矩有可能会危及着陆的安全。在线估计出干扰力矩的大小是进行预警和应对的重要措施。首先利用制导和控制系统发出的发动机推力大小和脉宽指令，递推计算着陆器剩余质量，并使用地面装订的曲线（函数）计算着陆器质心高度和惯量大小；然后根据质心高度和脉宽指令计算控制力矩大小；接下来对陀螺输出进行差分获得角加速度计算值；之后，使用姿态动力学方程反算干扰力矩；最后使用滤波器降低干扰力矩估值中噪声的影响。本发明提供了一种监视着陆器干扰力矩变化的方法，有利于提高着陆过程控制系统的鲁棒性，降低着陆的风险。
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