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公开(公告)号：CN109506662A
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201811280749.0
申请日：2018-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，属于深空探测制导导航与控制领域。所述确定方法包括：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。本发明提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差。
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公开(公告)号：CN117550099A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311703263.4
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航天器姿态轨道控制技术领域，特别涉及一种质心偏差情况下的联合位置保持控制方法和装置。方法包括：确定整星质心每偏离1mm时，共面安装电推力器产生的切向推力致使卫星漂移的方向以及卫星在位置保持控制周期内的半长轴变化量，以基于摄动加速度致使卫星平经度的漂移方向和地球摄动力作用下卫星在位置保持控制周期内的半长轴变化量，确定整星质心的目标偏移方向和目标偏移量；基于目标偏移方向和目标偏移量，调整卫星的整星质心位置；卫星在轨定点后，利用共面安装电推力器在每一个操作日自主进行南北位置保持控制时，由于卫星整星质心的偏移可以同时产生切向推力，故而完成南北位置保持控制的同时也完成了东西位置保持控制任务。
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公开(公告)号：CN117446210A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311708629.7
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种GEO卫星化电混合推进的转移段变轨方法及装置。方法包括：将GEO卫星的转移段划分为第一转移段和第二转移段；第一转移段的初态为星箭分离时刻的状态，末态是基于化学推进器的总推进剂和同步段的推进剂消耗量确定的；第二转移段的初态为第一转移段的末态，末态为目标轨道；第一转移段采用化学推进变轨：将第一转移段的变轨过程划分为多次过渡变轨，针对每一次过渡变轨，均基于预设的测控约束条件和双脉冲假设确定每次过渡变轨的轨控目标值，以完成第一转移段的变轨；第二转移段采用电推进变轨：通过调整轨道面内控制角和外控制角调整电推进器的推力方向，以完成第二转移段的变轨。本方案计算简单、可以快速完成卫星变轨。
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公开(公告)号：CN109506662B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811280749.0
申请日：2018-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，属于深空探测制导导航与控制领域。所述确定方法包括：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。本发明提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差。
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公开(公告)号：CN117446209A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311708019.7
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于共面安装电推力器的矢量机构角度调整方法及装置，其中方法包括：根据角动量积累为零的原则计算理论质心位置；确定所述理论质心位置的理论转角是否在矢量机构的角度调整范围内，若否，则根据所述理论质心位置和所述角度调整范围，确定使得目标函数为最小值的目标转角，以按照所述目标转角对矢量机构进行角度调整；所述目标函数为电推力器在位置保持期间的角动量积累值。本方案，能够在面对矢量机构的调整角度受限于其调整范围的情况下实现矢量机构的角度调整。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103616884B
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201310547891.8
申请日：2013-11-06
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明一种毫秒级卫星姿态轨道控制实时测试方法，首先创建Windows+RTX的系统框架，建立Windows与RTX信息交互的共享内存；其次，采用PCI设备板卡的实时性驱动程序，实现执行机构控制量信息的毫秒级采集；然后，实时迭代获得姿轨控动力学运动学；最后，在RTX环境下，通过PCI设备板卡的实时性驱动，将敏感器信号实时发送到星上的相应敏感器设备上，并利用同步事件机制，使Windows进行界面更新。本方法提升了地面测试设备信号流的实时性操作问题，解决了高性能姿轨控制系统卫星对地面测试设备的实时性需求问题。
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公开(公告)号：CN117705346A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311707678.9
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种星上发动机的推力标定方法、装置、电子设备及存储介质。方法包括：获取当前次变轨星上发动机的理论输出和当前次变轨的真实变轨结果；理论输出包括理论推力和理论比冲，真实变轨结果包括真实半长轴和真实轨道倾角；根据理论输出计算当前次变轨的理论变轨结果，理论变轨结果包括理论半长轴和理论轨道倾角；基于真实变轨结果和理论变轨结果的偏差对理论输出进行循环修正，直至得到理论输出的最终修正值；偏差包括理论半长轴与真实半长轴之间的半长轴偏差，理论轨道倾角与真实轨道倾角之间的倾角偏差；将理论输出的最终修正值作为星上发动机当前次变轨的推力标定结果。本方案，可对星上发动机推力进行自主标定，标定结果精度较高。
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公开(公告)号：CN117705155A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311708614.0
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种任意构型陀螺在线自诊断优化方法及装置。方法包括：按照组合的方式从陀螺敏感器第一数量的陀螺中确定多个陀螺组；遍历陀螺组，针对遍历到的每个陀螺组，均判断该陀螺组中的三个陀螺之间是否奇异；若是，则不对该陀螺组进行处理，并遍历下一个陀螺组；若否，则依次遍历第一数量的陀螺中除该陀螺组之外的其它陀螺，且针对遍历到的每个陀螺，均构建该陀螺和该陀螺组中三个陀螺的平衡方程，基于该平衡方程对该陀螺和该陀螺组中的三个陀螺进行打分，记录并累加每个陀螺的得分；遍历完除该陀螺组之外的每个陀螺后，遍历下一个陀螺组；将总得分低于预设值的陀螺确定为待诊断陀螺。本发明可以对任意构型的陀螺进行在线诊断，通用性强。
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公开(公告)号：CN117446208A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311703306.9
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航天器姿态轨道控制技术领域，特别涉及一种共面安装电推力器的自主位置保持控制方法和装置。方法包括：当接收到自主位置保持控制指令时，基于当前星时和预先确定的位置保持控制周期，确定位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量；基于位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量，确定位置保持控制周期内的总点火时长，以确定每一个操作日对应的点火时长；基于位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量，确定点火点赤经；基于每一个操作日对应的点火时长和点火点赤经，利用共面安装电推力器在每一个操作日内自主进行位置保持控制。本方案可以预测多天的位置保持参数，且计算简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN117705093A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311707693.3
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种星箭分离后卫星轨道和卫星姿态的确定方法及装置。方法包括：根据火箭在地心第二赤道坐标系下的轨道根数以及星箭分离时刻计算卫星在历元真赤道坐标系下的第一位置矢量和第一速度矢量；基于第一位置矢量和第一速度矢量，确定卫星在J2000地心惯性坐标系下的第二位置矢量和第二速度矢量；将第二位置矢量和第二速度矢量作为轨道初值，采用轨道递推算法确定卫星在注入轨道前的轨道参数；基于发射时刻确定星箭分离时刻卫星在J2000地心惯性坐标系下的姿态方向余弦阵；将姿态方向余弦阵作为姿态初值，利用星敏陀螺组合滤波法确定卫星在注入轨道前的姿态参数。本方案可以快速确定卫星的轨道和姿态，提高卫星的自主探测能力。
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