公开(公告)号：CN117193380A

公开(公告)日：2023-12-08

申请号：CN202311443187.8

申请日：2023-11-02

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张海博 ,  龚宇莲 ,  何英姿 ,  常亚菲 ,  李毛毛 ,  韩冬 ,  蔺玥 ,  任焜 ,  李川 ,  张一

IPC: G05D1/10

Abstract: 本发明提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置，涉及航天器控制技术领域，方法包括：针对非合作类接近任务中相对测量敏感器难以保证连续稳定有效测量的情况下，通过确定仅仅以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，以在初始点至目标终点的转移过程中设计中间停泊点，使得中间停泊点能够保证两个航天器的安全性，同时又能够保证相对测量敏感器的视场可见性，进一步控制追踪航天器在中间停泊点等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，以进行后续追踪。可见，本方案，能够在相对测量敏感器无法稳定有效测量的情况下，保证非合作类接近任务的安全可靠。

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

Inventor： 常亚菲 ,  何英姿 ,  龚宇莲 ,  魏春岭 ,  王淑一 ,  李毛毛 ,  郭建新 ,  董文强 ,  于强

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。

公开(公告)号：CN116907547B

公开(公告)日：2023-11-17

申请号：CN202311169075.8

申请日：2023-09-12

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 李毛毛 ,  于立明 ,  孙帅 ,  龚宇莲 ,  张海博 ,  常亚菲 ,  何英姿 ,  董文强 ,  蔺玥

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明涉及陀螺标定技术领域，特别涉及一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质。首先，将标定姿态机动序列划分在三个轨道周期的阴影区中进行，以避免星敏感器的安装基准在阳照区和阴影区存在形变的问题，可以使星敏感器在标定时避开太阳光照的干扰，同时可以使太阳帆板能够正常充电；其次，飞行器在阳照区时采用飞行器尾端面对日的预冷姿态，可以确保飞行器在阳照区能够散热；另外，在进行姿态机动前，需要转为对应的预置姿态，可以保证标定期间不因飞行器姿态变化较大影响星敏感器的有效性的同时，可以使星敏感在标定时避开地气光的干扰。由于陀螺动态标定精度依赖于星敏感器的有效性，故而本方案可以提高陀螺的在轨动态标精度。

公开(公告)号：CN115185492A

公开(公告)日：2022-10-14

申请号：CN202210725337.3

申请日：2022-06-23

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡海霞 ,  林瀚峥 ,  董文强 ,  陈守磊 ,  龚宇莲 ,  刘潇翔 ,  常亚菲 ,  张和华

IPC: G06F8/20 ,  G06F8/34 ,  G06Q50/04

Abstract: 本发明公开了一种航天器控制系统多人协同图形化设计方法，包括加载航天器控制系统图形化设计工程，形成两份工程导航树；比较两份工程导航树，识别其中一份航天器控制系统图形化设计工程相对于另一份承载的信息变化；对两份航天器控制系统图形化设计工程进行合并。本发明能够实现在设计到一定阶段后进行图形化设计工程合并，并支持进行后续设计，大大提高了航天器控制系统多人协同设计的工作效率。

公开(公告)号：CN110244751B

公开(公告)日：2022-04-22

申请号：CN201910440199.2

申请日：2019-05-24

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 常亚菲 ,  吴宏鑫 ,  姜甜甜

IPC: G05D1/08 ,  G05B13/04

Abstract: 一种高超声速飞行器姿态自适应递推控制方法及系统，步骤如下：(1)结合控制目标、飞行器再入姿态动力学分析以及未建模动态和干扰分析，建立带扩张状态的姿态误差特征模型，其中扩张状态用于描述系统的未建模动态和干扰；(2)构建模糊神经网络估计器估计特征模型中的扩张状态，并结合特征模型结构联合设计特征模型的参数和神经网络参数的自适应律；(3)基于误差面，设计递推形式的自适应控制律，进一步提高控制系统的鲁棒性。本发明方法对不确定性有更好的适应能力，具有鲁棒性较强、控制精度较高等优点，适用于高超声速飞行器存在复杂未建模动态和强干扰环境下姿态的精确跟踪。

公开(公告)号：CN110162071A

公开(公告)日：2019-08-23

申请号：CN201910441100.0

申请日：2019-05-24

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 常亚菲 ,  吴宏鑫 ,  黄煌 ,  龚宇莲

IPC: G05D1/08 ,  G05B13/04

Abstract: 一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统，包括：(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，结合控制目标及飞行器姿态动力学分析，建立三通道姿态误差特征模型；(2)通过特征模型参数的时变结构特性分析，将动压引入参数自适应更新律中，建立基于动压的参数估计模型；(3)设计自适应输出反馈控制结构，并结合期望的系统动态，确定控制器反馈系数。本发明具有对大范围快时变环境的适应性强、控制精度较高且控制器结构简单等优点，适用于高超声速飞行器高速高机动再入时姿态高精度稳定控制。