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公开(公告)号：CN108534785A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810238228.2
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，(1)获取飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律；(2)给整个进入过程进行分段，并确定各阶段的制导律；(3)设置不同的进入点初始纵程，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束，若满足，则正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，确定上述制导律所能调整初始纵程的极限范围；(4)实际飞行过程中，判断初始进入点纵程是否在上述极限范围内，若在，则采用步骤(2)中的制导律进行控制；若不在，则执行步骤(5)；(5)计算实际初始纵程超出极限范围的偏差量，对标称轨迹的纵程参考值进行修正，将该修正值代入步骤(2)中的制导律，得到新的制导律，利用该新的制导律进行控制。
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公开(公告)号：CN103900576B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410127686.0
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种深空探测自主导航的信息融合方法，步骤为：获取测距测速时刻附近的两组惯性导航结果，利用惯性导航结果计算测距时刻着陆器相对天体表面的高度，同时利用测距信息计算着陆器相对天体表面的高度，通过计算高度残差进行导航位置的高度修正。利用惯性导航结果计算测速时刻着陆器相对天体表面的速度，同时确定测速波束方向的速度，通过计算测速波束方向的速度残差并进行处理，计算得到正交速度修正量，利用速度修正量对惯性导航的速度输出进行修正。本发明方法提高了导航算法对测量信息时间不同步、过程中出现波束失效等问题的适应性和鲁棒性，同时也提高了导航精度。
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公开(公告)号：CN103884340B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410126454.3
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种深空探测定点软着陆过程的信息融合导航方法，在为着陆器自主导航系统配备惯性测量单元、测距敏感器、测速敏感器、光学成像敏感器等导航敏感器的基础上，软着陆全程通过惯性测量单元测量着陆器的角速度和非引力加速度，经积分和外推后为导航系统提供着陆器的位置速度信息。测距敏感器输出的斜距信息，测速敏感器输出的相对速度信息，光学成像敏感器输出的特征点像素坐标信息均由相互独立的卡尔曼子滤波器处理，给出状态及误差协方差的局部估计。局部估计结果再由协方差交叉法进行信息融合，得出统一的当前着陆器的位置速度估计值，同时反馈给子滤波器用于下次导航更新。本导航方法的位置速度估计精度高、实时性好、具备容错能力且容易实现。
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公开(公告)号：CN103674034B
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201310739877.8
申请日：2013-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 多波束测速测距修正的鲁棒导航方法，首先进行惯导计算，然后进行测距修正，接下来进行速度修正，测距修正采用的信息源为测距敏感器；速度修正的信号源分为两种，一种是测距信号，另一种是测速信号：当测距信号有效，并且飞行高度符合测速修正引入范围时，将连续两次测距信号求解的高度进行差分，获得重力方向的速度；当测速信号有效，且飞行高度符合测速修正引入范围时，直接获得沿测速敏感器波束方向的速度。然后利用惯导前两个周期的速度计算推算测距或测速信号对应时刻的着陆器惯性速度，之后转换为相对月面的速度并投影到高度方向或测速波束方向。本发明简单实用,可靠性高，保证了导航全程的高精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102878997B
公开(公告)日：2015-11-25
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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公开(公告)号：CN103662091B
公开(公告)日：2015-08-12
申请号：CN201310684759.1
申请日：2013-12-13
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于相对导航的高精度安全着陆制导方法，步骤如下：在发射前由星上或地面预先选定一个着陆点并设定制导参数；在实际飞行过程中，首先按照星上规划或地面装订的目标点和制导参数，以四次多项式制导方式控制着陆器减速下降；然后在达到地面预先选定的高度后，启动光学成像敏感器，根据实际地形重新选择着陆点，并确定着陆点位置；之后，根据新的着陆点位置，着陆器自主完成制导目标参数的规划；接下来根据新的制导参数，以四次多项式制导律控制着陆器到达目标着陆点上空。
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公开(公告)号：CN102999042B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201210504945.8
申请日：2012-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 深空探测器GNC系统分层自主故障诊断方法，(1)建立故障-测点关联矩阵；若根据故障-测点关联矩阵能够唯一确定故障模式，则该故障模式即为诊断结果；否则转步骤(2)进行组件级故障诊断；(2)利用GNC系统敏感器之间的冗余关系以及执行机构输入输出关系的一致性进行故障诊断，得到发生故障的部件；若不满足冗余关系转步骤(3)进行系统级故障诊断；(3)判断GNC系统是否为最小系统，若不是最小系统，则解算探测器的理论角速度，根据理论角速度与敏感器测量角速度的一致性诊断出具体发生故障的部件；否则转步骤(4)；(4)累计推力器三轴各方向的喷气时间，在规定的时间内，如果三轴任一方向的累计喷气时间超过预先设定的阈值，则GNC系统存在故障，否则GNC系统正常。
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公开(公告)号：CN102538784B
公开(公告)日：2015-05-27
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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