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公开(公告)号：CN108535738A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810238219.3
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种成像式激光体制敏感器模拟器及模拟方法，特别涉及一种多距离点激光三维近景成像模拟器及模拟方法，属于航天产品地面验证技术领域。本发明能够实现成像式激光体制敏感器的全物理激励信号的输出，大大提高了该类敏感器功能、性能验证测试的有效性。该设计方法还具有安装调试简单、安全性高、移动运输便捷的特点。
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公开(公告)号：CN108398938A
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201810164256.4
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统及方法，特别涉及一种含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统闭环验证系统及方法，属于航天器地面验证技术领域。该方法通过数字模拟和实物模拟两种工作方式对姿轨控发动机进行模拟，由动力学计算机对发动机信号进行采集，实现月球着陆起飞过程中动力学驱动，并向星上设备提供位姿信息，从而实现闭环；两种工作方式可根据地面验证需要进行切换。探月三期着上组合体GNC子系统地面验证时采用该闭环验证方法，在系统闭环验证中起到良好效果；并在系统故障识别、回归测试、快速验证、问题查找与定位过程中起到重要作用，提高了地面验证的真实性、充分性及测试效率。
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公开(公告)号：CN104571097A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510036223.8
申请日：2015-01-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
CPC classification number: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种卫星控制系统在轨闭环验证系统，适用于卫星控制系统新技术及产品的在轨验证，本发明通过在控制计算机中运行卫星动力学运动学计算模块、执行机构控制力或力矩计算模块及敏感器测量值计算模块，来构造新技术或产品应用于卫星控制系统的闭环工作条件，使用本发明可以在缺少执行机构、敏感器甚至是被控对象的条件下，仍可达到对卫星控制系统的新技术和产品进行在轨实时闭环验证的目的，显著提高了新技术和新产品在轨验证的真实性。
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公开(公告)号：CN111443710B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202010208848.9
申请日：2020-03-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种用于月球软着陆器的地形估计方法：(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月面的斜距；(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差ΔqL和第二相对月面高度误差ΔqR；(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器安装指向，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程SmL、第二测距波束月面足迹航程SmR；(4)、根据上述参数计算月心距误差，否则，变更计算月心距误差次数，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。
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公开(公告)号：CN116466738A
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310186979.5
申请日：2023-02-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种用于飞行控制伴飞系统稳定运行的分布式运算与决策系统，包括：卫星控制驱动器、三台分布式开展并行飞控解算的仿真计算机；卫星控制驱动器采集敏感器的输出，完成控制律的解算，输出航天器执行机构的驱动信号；驱动信号经网络同步发送给各仿真计算机，各仿真计算机采用相同的软件及硬件配置，程序独立运行，独立接收卫星控制驱动器发送的执行机构驱动信号，独立完成飞行器的姿态和轨道运动仿真，解算各敏感器的输出；各仿真计算机间交互信息并各自完成状态的独立决策后，最终仅一台仿真计算机输出敏感器模拟信号，卫星控制驱动器采集该模拟信号后形成系统闭环回路。本发明采用分布式网络并行计算及自主决策技术解决系统高可靠稳定运行问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110826174B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN201910913138.3
申请日：2019-09-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种动力下降落月仿真过程中考虑三维地形的着陆器相对月面的距离确定方法，获取着陆器目标落区附近的月面三维地形数据；根据着陆器发动机动力下降落月过程中带来的偏差，确定动力下降落月过程中航迹变化包络；从获取的着陆器目标落区附近的月面三维地形数据中截取航迹变化包络覆盖的目标落区地形数据；定义地形文件格式，根据截取的航迹变化包络覆盖的目标落区地形数据，生成用于下装的二进制地形文件；将二进制地形文件下装到地面仿真计算机中；地面仿真计算机，根据二进制地形文件和三维地形搜索方式，得到考虑月面地形的着陆器动力下降落月过程中相对于月面的距离。本发明能够验证月背动力下降制导的安全性和有效性。
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公开(公告)号：CN116197922A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211666417.2
申请日：2022-12-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种结构可变球体月面勘察机器人，包括：球体结构壳体、导航制导控制计算机模块、微型惯性测量单元、突棘机构、动量轮和载荷相机；微型惯性测量单元用于获取球体结构壳体的加速度和角速度；动量轮用于提供空间任意方向的驱动力矩；多个载荷相机均布，分别用于获取球体结构壳体外部附近的图像信息；多个突棘机构均布，每个突棘机构能够独立的伸出球体结构壳体表面；导航制导控制计算机模块根据球体结构壳体的加速度和角速度和图像信息，对动量轮和突棘机构进行控制从而调整球体结构壳体的运动状态。本发明球型机器人具有越障能力强、结构紧凑、环境适应性强、可扩展性强等优点。
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公开(公告)号：CN116088345A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211689805.2
申请日：2022-12-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种面向飞控任务的高精度仿真验证方法及系统，包括(1)根据地面测定轨和遥测数据精确估计航天器状态；(2)根据任务要求设置期望航天器状态；(3)根据任务要求建立高精度仿真场景；(4)根据估计航天器状态和任务要求编辑指令序列；(5)开始高精度仿真；(6)结束仿真，存储仿真数据；(7)分析仿真结果与所述期望航天器状态是否一致。本发明考虑了包括高精度的动力学计算、环境模拟、航天器敏感器模拟、航天器执行机构模拟等因素，解决了航天器高精度仿真验证问题。
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公开(公告)号：CN110531636B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910760518.8
申请日：2019-08-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；根据将硬件和软件解耦开发调试设计思路，结合半物理实时仿真中的地面动力学软件和星上软件，将半物理实时仿真中硬件接口部分用软件替代而形成联合快速仿真测试方法，判断输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度的正确性，解决了半物理仿真中问题难以定位、调试过程过于复杂、测试结果判读不够全面问题，提高了测试结果判读全面性、调试效率和软件开发效率。
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公开(公告)号：CN110108298B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910324667.X
申请日：2019-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种前后台并行解算容错组合导航方法，步骤一、进行前台导航；在获得测距和测速信号后，直接与惯性外推得到的对应时刻对应波束方向的计算结果进行比对，残差满足检测阈值时，则认为波束测量结果有效；根据有效的残差进行闭环滤波修正惯性外推的位置和速度数据，得到前台导航值；步骤二、进行后台导航，得到导航结果，即位置和速度估计值；步骤三、将后台导航给出的导航结果与前台导航给出的导航结果相比对，如果两者之差超过预设阈值连续M个周期，则用后台导航得到的导航结果重置前台的导航结果，并将重置后的前台导航结果输出，M为预设周期数；否则，直接输出前台导航结果。本发明采用前后台并行运行两种不同组合导航的结构，将前后台方法结合起来，采用并行解算的方式，可以取长补短，提高组合导航的鲁棒性。
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