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公开(公告)号：CN106125750A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610589119.6
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0825
Abstract: 本发明公开了一种基于内模原理的大型组合体姿态控制方法。大型组合体航天器质量达到百吨至千吨吨量级，与普通航天器采用磁力矩器进行卸载不同，工程上不存在与大型组合体干扰相匹配的磁力矩器。对大型组合体进行系统建模，包括对姿态动力学建模、执行机构的角动量动力学建模，对环境力矩，包括重力梯度力矩、气动力矩均进行了详细建模。考虑到重力梯度、气动力矩的频率成份均与轨道角速度相关，因此利用内模原理，对环境力矩的各频率成份幅值进行辨识，利用LQR方法设计状态空间系统的反馈控制器，实现了利用重力梯度力矩、气动力矩的大型组合体的姿态控制。
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公开(公告)号：CN104597756B
公开(公告)日：2016-03-02
申请号：CN201410791083.0
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种跳跃式再入二次再入段航程预估方法如下：(1)读入数据表格；(2)读入预测二次再入点高度hEI2、速度vEI2、路径角γEI2；(3)利用预测二次再入点高度hEI2查H表格，找到与hEI2最接近的两个高度hi与hi+1，记录下标标号i，并计算Kh＝(hEI2-hi)/(hi+1-hi)；(4)利用预测二次再入点速度vEI2查V表格，找到与vEI2最接近的两个高度vj与vj+1，记录下标标号j，并计算Kv＝(vEI2-vj)/(vj+1-vj)；(5)利用预测二次再入点再入角γEI2查γ表格，找到与γEI2最接近的两个高度γk与γk+1，记录下标标号k，并计算Kγ＝(γEI2-γk)/(γk+1-γk)；(6)利用记录数据结合表格L2(H,V,γ)，计算二次再入段航程Lp。
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公开(公告)号：CN104504188B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410785237.5
申请日：2014-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器瞄准点动态调整方法。根据预测计算的二次再入点速度与路径角计算无量纲前向速度U1；根据飞行器升阻比与最小倾侧角数据计算最大航程R1；根据二次再入段过载设计参数计算最小航程R2；根据走廊设计参数计算二次再入航程能力水平R；根据二次再入点距离开伞点的待飞距RTG以及二次再入航程能力水平R，计算动态调整量ΔR。本发明利用解析手段快速预测二次再入段航程能力，实现了初次再入段与二次再入段的衔接，降低了数值预测计算量，提高了开伞点控制精度。可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
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公开(公告)号：CN104554824A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410789594.9
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器过载保护方法：(1)根据器载计算机记录的阶段标志(PhaseFlag)判断当前飞行阶段，如果是二次再入段则执行后续过载保护功能，否则结束；(2)判断过载保护功能是否激活，如果已激活，则执行后续判断，否则转步骤(5)；(3)根据过载保护启动阈值D1，判断过载保护是否开始，并执行相应的保护功能；(4)根据过载保护终止阈值D2，判断过载保护是否终止，并终止相应的保护功能；(5)根据过载保护功能激活阈值D3，判断是否星上自主激活过载保护功能。利用本发明设计的二次再入段过载保护方法，通过设计合理的保护阈值，可以有效地将再入飞行器的最大轴向过载抑制到允许的范围内。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102880059B
公开(公告)日：2015-02-11
申请号：CN201210388431.0
申请日：2012-10-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。正弦偏航导引律的应用，在保证飞行器能源的同时，降低了原偏航机动模式对角动量交换装置容量的需求，为航天器减小角动量容量需求，降低控制系统重量提供了一种方法。
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公开(公告)号：CN102880183A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210388527.7
申请日：2012-10-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，当星体处于偏航机动模式时，控制力矩陀螺系统角动量管理的目标是使控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量的变化，使整星处于零动量状态。本发明针对偏航机动特点，根据控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。在偏航机动期间应用本方法，提高了磁卸载的效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。
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公开(公告)号：CN102880059A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210388431.0
申请日：2012-10-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。正弦偏航导引律的应用，在保证飞行器能源的同时，降低了原偏航机动模式对角动量交换装置容量的需求，为航天器减小角动量容量需求，降低控制系统重量提供了一种方法。
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公开(公告)号：CN117184455A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311476691.8
申请日：2023-11-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。包括：确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。本方案可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。
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公开(公告)号：CN117131611A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311394790.1
申请日：2023-10-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及飞行器定位技术领域，特别涉及一种可重复使用飞行器的异构陀螺选用方法及装置。该方法包括：获取可重复使用飞行器的运行状态和异构陀螺的运动数据；其中，运行状态包括在轨飞行状态和非在轨飞行状态，异构陀螺包括至少两组光纤陀螺和至少一组激光陀螺，运动数据包括安装矩阵和角增量；基于运动数据，建立异构陀螺的平衡方程模型；基于平衡方程模型、正常光纤陀螺和星敏感器，对异构陀螺进行故障诊断，得到异构陀螺的故障状态；基于故障状态和运行状态，确定异构陀螺的选用方案。本方案能够根据需求在光纤和激光两种陀螺之间合理的切换，充分利用光纤和激光两类陀螺进行高效准确的故障诊断，保证了飞行器全周期陀螺的导航精度。
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