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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
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 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
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 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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公开(公告)号：CN113776561B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202111092927.9
申请日：2021-09-17
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 用于地外天体着陆的测距测速敏感器闭环验证系统及方法，系统包括星端产品和地面测试设备两部分，其中，星端产品包括星载计算机、测距测速敏感器，地面测试设备包括遥控遥测计算机、地面动力学参数设置计算机、地面动力学测试设备和测距测速敏感器回波模拟器。由测距测速敏感器回波模拟器根据收到的地面动力学测试设备发送的测距测速模拟测量值及其有效性，测距测速敏感器发送的同步控制信号、参考基准时钟信号、射频发射信号和模拟波束号及波形控制字等信息，输出所需波束的射频回波信号，经测距测速敏感器采集输出测距测速信息并发送给星载计算机处理，实现地外天体着陆过程测距测速修正功能和性能的试验室环境下硬件在回路闭环验证。
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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
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 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：CN116088345A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211689805.2
申请日：2022-12-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 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：CN111026142B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN201911269698.6
申请日：2019-12-11
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种大干扰和小惯量情况下的快速姿态机动方法及系统，本方法步骤：(1)根据上拍的控制量和当拍采集得到的角速度，结合姿态动力学方程进行干扰力矩的快速估计；(2)基于估计干扰力力矩，考虑到控制时延，利用姿态动力学方程进行四元数和角速度预测；(3)根据目标四元数和预测的本体四元数，计算本体姿态相对于目标姿态的四元数误差，根据该四元数误差大小划分为恒定角速度控制区、抛物线目标角速度控制区和姿态角控制区；(4)基于四元数分区，以及预测的姿态四元数和角速度，计算PID控制器+干扰力矩前馈的控制量；(5)将计算得到的控制量送入脉宽调制器，得到对应发动机的喷气时间。采用该方法，可以在存在干大扰和时延情形下，实现小惯量航天器的快速姿态机动。
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公开(公告)号：CN113030517B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110190275.6
申请日：2021-02-18
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种火星着陆过程利用测速敏感器的姿态修正方法，采用平行式定姿框架，在前台使用传统的惯性导航外推，得到惯性位置、速度和姿态，利用惯性位置和姿态获得引力方向在本体坐标系下的投影；在后台利用测速敏感器和惯性测量单元进行基准重构，得到另外一个引力方向在本体系下的投影。后台的引力方向和前台的引力方向进行实时监视和比对，一旦两者超过一定的阈值，则利用欧拉旋转原理对前台的引力方向进行旋转使得其和后台的引力方向重合，实现姿态的修正目的。该方法避免了测速姿态修正不完全可观带来的滤波发散问题，可以提高大动态飞行环境的惯性导航姿态精度，提高着陆指标。
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公开(公告)号：CN114018235B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202111138062.5
申请日：2021-09-27
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种大量程光纤陀螺全温全动态脉冲补偿方法，包括：在地面测试状态下，将惯性测量单元放置在地面温箱内；设置多个温度区间、角速度采样区间；获得每个温度采样点对应所有角速度采样点的刻度因数，并确定一个标称刻度因数；确定理论脉冲输出；进行温度补偿；进行角速度补偿。本发明直接利用大量程光纤陀螺的脉冲输出，进行全温全动态的脉冲补偿，可显著提高其测量和导航的精度。
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公开(公告)号：CN112066999B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010974504.9
申请日：2020-09-16
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，属于航天器自主导航技术领域，首先将本体坐标系下的着陆器速度和引力方向作为状态量，建立相应的系统状态方程，然后建立测速敏感器的测量方程，最后利用约束卡尔曼滤波技术实现对本体系下的速度和引力方向的实时估计。本发明方法利用卡尔曼滤波框架进行引力方向估计，可以通过滤波的方差对状态估计的收敛性进行判断。本发明方法不需要对历史时刻的观测量进行存储，计算量小，适宜星上计算。
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