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公开(公告)号：CN117473644A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311366864.0
申请日：2023-10-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于高性能集群的充液航天器闭环动力学仿真方法，属于飞行器地面仿真领域；在FLUENT中建立贮箱液体晃动动力学的模型；实现贮箱液体晃动动力学模型的计算；设定星体动力学与贮箱液体晃动动力学之间交互数据格式；在FLUENT中建立服务端Server和客户端Client；实现星体动力学与FLUENT中服务端Server的链接；客户端Client为贮箱液体晃动动力学模型；建立星体动力学与FLUENT中客户端Client的链接；实现星体动力学与客户端Client进行数据交换，完成闭环动力学仿真；本发明实现了高性能集群上基于UDP协议的充液航天器闭环仿真，不仅打通了液体晃动计算与传统动力学的闭环，更是极大地提升了调用FLUENT解算液体晃动问题的计算效率。
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公开(公告)号：CN117184455B
公开(公告)日：2024-01-12
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：CN117302559A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311430835.6
申请日：2023-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种回归轨道自主调相控制方法及装置，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：根据轨道回归特性获取目标回归轨道的N个升交点的理想地理经度；实时监测航天器每一圈飞行过程中经过升交点时的实际地理经度，每当监测到经过升交点的实际地理经度时，确定该圈升交点的地理经度误差；根据该地理经度误差与误差阈值的大小关系，确定是否需要进行调相任务；在确定需要进行调相任务时，计算用于执行调相任务的轨控脉冲，并利用轨控脉冲执行调相任务，以使航天器的轨道形态恢复至目标回归轨道的轨道形态。本方案，能够对飞行轨道的回归特性进行定期维持，以保证飞行轨迹可以定期满足再入走廊的约束。
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公开(公告)号：CN117087875B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311359312.7
申请日：2023-10-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种航天器自主闭环轨控方法及装置，涉及航天器控制领域，方法包括：在接收到自主轨控指令时，根据目标轨道根数和当前轨道根数确定首脉冲轨控后过渡轨道的相关参数，并通过过渡轨道相关参数规划双脉冲的点火位置和轨控速度增量，在执行首脉冲时采用闭环执行方式，根据实时计算确定过渡轨道到位时将轨控发动机关机以完成首脉冲，在执行次脉冲时依然采用闭环执行方式，根据实时计算确定目标轨道到位时将轨控发动机关机以完成次脉冲。本方案，能够根据实时的自主定轨结果判断的轨道到位情况来确定轨控发动机的关机节点，从而可以使得轨控结果具有极高的精度。
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公开(公告)号：CN117193024A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311443189.7
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置。包括：确定耦合发动机组和耦合自由度；计算耦合发动机组的分配阵和在各耦合自由度的最大控制能力；针对每一个控制周期，均执行：基于耦合发动机组在各耦合自由度的最大控制能力，对获取的当前控制周期的目标位置控制量和目标姿态控制量进行限幅，以确定待分配的冲量和冲量矩；基于待分配的冲量和冲量矩、分配阵以及耦合发动机组的开机时长的零空间解，确定耦合发动机组的开机时长矩阵，将耦合发动机组和解耦发动机组的开机时长矩阵进行同比缩放，得到每一个发动机的最终开机时长。本方案可以使燃料消耗最少、可以解决发动机单向性问题且计算量较小。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117184456A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311476692.2
申请日：2023-11-08
Applicant: 北京控制工程研究所
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干扰力矩的估计方法、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干扰力矩的有效时间段；获取预先确定的干扰估计模型，以利用干扰估计模型和陀螺在有效时间段内的测量数据，估计轨控发动机的干扰力矩。本方案可以避免引入姿态发动机偏差，可以提高轨控发动机干扰力矩的估计准确性，进而可以提高轨控过程姿态控制系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN105589334A
公开(公告)日：2016-05-18
申请号：CN201610103962.9
申请日：2016-02-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 一种基于输入平滑的特征模型参数辨识方法，首先获取被控系统对象的特征模型，并根据被控系统对象的输入、输出构建中间变量、未知系数变量，然后使用辨识算法辨识未知系数变量得到辨识值，再对辨识值使用投影算法进行修正，得到修正后的辨识值作为下一周期的未知系数变量，最后根据未知系数变量计算得到中间控制量，进而得到下一周期被控系统对象的输入，完成当前周期的特征参数辨识。本发明方法通过对控制输入进行平滑设计来限制控制量的变化，并进一步限制特征模型参数的变化率，实现了特征模型参数辨识，同时，涵盖了目前常用的2阶特征模型、1阶特征模型，具有较好的通用性与应用前景。
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公开(公告)号：CN119190413B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411317611.9
申请日：2024-09-20
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明实施例涉及飞行器技术领域，特别涉及一种再入飞行器剩余推进剂排放方法及装置。方法包括确定推进剂排放量和总轨控速度增量的关系；根据飞行器星下点的地面轨迹调整需求，确定飞行器升交点的地理经度额外变化；建立地理经度额外变化、飞行器不同脉冲加速之间间隔的环绕圈次和不同次脉冲加速的轨控速度增量之间的关系表达式；以两次脉冲加速次数和不同脉冲加速之间间隔一个环绕圈次为条件，对关系表达式迭代求解，得到每次脉冲加速的轨控速度增量和每次脉冲的具体环绕圈次，判断每个轨控速度增量是否符合验证条件。本发明实施例提供的再入飞行器剩余推进剂排放方法既能满足飞行器燃料排放需求，同时完成对星下点位置调整需求的轨道面内推进剂排放方法。
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公开(公告)号：CN118534929B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411010455.1
申请日：2024-07-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种兼顾测控的航天器自主轨控方法及装置。方法包括：获取上注轨控指令和航天器当前所处的轨道平均倾角；其中，上注轨控指令包括目标轨道的高度、测控站的经纬度以及轨控首脉冲的最长等待时间；根据测控站的经纬度和轨道平均倾角，计算所述测控站对应的轨道纬度幅角；根据轨控首脉冲的最长等待时间、轨道纬度幅角、航天器的当前位置和速度，确定航天器的首脉冲执行中间点；基于首脉冲执行中间点，计算航天器的双脉冲执行开机时间，以使航天器从当前轨道向目标轨道自主变轨。本方案，能够使得航天器的轨控任务既能自主完成，也能保证地面监视需求。
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公开(公告)号：CN118534929A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202411010455.1
申请日：2024-07-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种兼顾测控的航天器自主轨控方法及装置。方法包括：获取上注轨控指令和航天器当前所处的轨道平均倾角；其中，上注轨控指令包括目标轨道的高度、测控站的经纬度以及轨控首脉冲的最长等待时间；根据测控站的经纬度和轨道平均倾角，计算所述测控站对应的轨道纬度幅角；根据轨控首脉冲的最长等待时间、轨道纬度幅角、航天器的当前位置和速度，确定航天器的首脉冲执行中间点；基于首脉冲执行中间点，计算航天器的双脉冲执行开机时间，以使航天器从当前轨道向目标轨道自主变轨。本方案，能够使得航天器的轨控任务既能自主完成，也能保证地面监视需求。
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