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公开(公告)号：CN112377327B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202011127717.4
申请日：2020-10-20
申请人： 北京控制工程研究所 , 湖北航天化学技术研究所
摘要： 一种空间用固体冷气发生器产气剂药柱固定结构，包括：交叉波形轴向缓冲支撑环、径向缓冲固定臂。交叉波形轴向缓冲支撑环由多层波形弹簧组成，交叉波形轴向缓冲支撑环的一端固定连接径向缓冲固定臂的顶部，交叉波形轴向缓冲支撑环的另一端顶靠点火器；径向缓冲固定臂用于将药柱装卡在固体冷气发生器的壳体内，使药柱位于点火器的下方；径向缓冲固定臂支撑在药柱的外壁和固体冷气发生器壳体的内壁之间，使药柱和固体冷气发生器壳体互不接触，且药柱和固体冷气发生器壳体之间的间隙用于导流气体。经过试验验证，采用本发明固定结构的气体产气剂未发生产气剂断裂问题。对该抗力学振动的固体冷气产气剂固定结构已经成功在轨应用，已经成功完成轨控。
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公开(公告)号：CN112377327A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011127717.4
申请日：2020-10-20
申请人： 北京控制工程研究所 , 湖北航天化学技术研究所
摘要： 一种空间用固体冷气发生器产气剂药柱固定结构，包括：交叉波形轴向缓冲支撑环、径向缓冲固定臂。交叉波形轴向缓冲支撑环由多层波形弹簧组成，交叉波形轴向缓冲支撑环的一端固定连接径向缓冲固定臂的顶部，交叉波形轴向缓冲支撑环的另一端顶靠点火器；径向缓冲固定臂用于将药柱装卡在固体冷气发生器的壳体内，使药柱位于点火器的下方；径向缓冲固定臂支撑在药柱的外壁和固体冷气发生器壳体的内壁之间，使药柱和固体冷气发生器壳体互不接触，且药柱和固体冷气发生器壳体之间的间隙用于导流气体。经过试验验证，采用本发明固定结构的气体产气剂未发生产气剂断裂问题。对该抗力学振动的固体冷气产气剂固定结构已经成功在轨应用，已经成功完成轨控。
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公开(公告)号：CN112377328A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011127712.1
申请日：2020-10-20
申请人： 北京控制工程研究所 , 湖北航天化学技术研究所
摘要： 一种空间推进系统用固体冷气发生器结构，包括：点火器、垫环、过滤网、支撑环组件、药柱部件、壳体、U型底盖。点火器的一端由壳体的内部向顶部伸出，并与垫环通过螺纹连接；点火器的外壁套装有过滤网；药柱部件、支撑环组件和壳体由内至外依次套装，U型底盖和壳体的内壁之间焊接固定；壳体顶部周向均布有多个圆形排气孔；药柱部件外壁与壳体内壁之间不接触，导流气体；U型底盖的外壁上沿径向向内加工有多个缺口。本发明结构点火端主排气，气体流通性好，利用高燃速药燃烧产生的热量维持其余低燃速产气剂工作。
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公开(公告)号：CN112377328B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202011127712.1
申请日：2020-10-20
申请人： 北京控制工程研究所 , 湖北航天化学技术研究所
摘要： 一种空间推进系统用固体冷气发生器结构，包括：点火器、垫环、过滤网、支撑环组件、药柱部件、壳体、U型底盖。点火器的一端由壳体的内部向顶部伸出，并与垫环通过螺纹连接；点火器的外壁套装有过滤网；药柱部件、支撑环组件和壳体由内至外依次套装，U型底盖和壳体的内壁之间焊接固定；壳体顶部周向均布有多个圆形排气孔；药柱部件外壁与壳体内壁之间不接触，导流气体；U型底盖的外壁上沿径向向内加工有多个缺口。本发明结构点火端主排气，气体流通性好，利用高燃速药燃烧产生的热量维持其余低燃速产气剂工作。
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公开(公告)号：CN117184456B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311476692.2
申请日：2023-11-08
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 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：CN117130024B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311392813.5
申请日：2023-10-25
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明提供了一种剔野阈值确定方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：确定跨空域飞行期间飞行器的GNSS导航是否从失效状态切换为有效状态；若是，则确定最近一次GNSS导航失效时对应的失效时长，并根据该失效时长确定GNSS导航当前有效阶段内的剔野阈值；其中，该剔野阈值与该失效时长成正相关关系。本方案，能够动态调整GNSS导航的测量值有效性的判断门限，保证导航系统对GNSS导航的测量值尽可能不误判、对野值不漏判，提高了导航系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN117234696A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311502879.5
申请日：2023-11-13
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种高频率GNC系统多任务执行策略的确定方法及装置。方法包括：基于各任务的实际运行频率确定多个执行周期；各执行周期的间隔周期呈倍数关系，每个执行周期均为控制周期的正整数倍；针对每个任务，均基于该任务的运行频率确定其所属的执行周期；对属于最小执行周期的任务，每个控制周期执行一次；对属于非最小执行周期的任务，判断该任务的运行时长是否大于预设时长；若是，则基于该任务的执行周期将其划分为多个子任务，并将各个子任务分布在执行周期内的不同控制周期执行；若否，则在该任务的执行周期内选择一个控制周期执行。本发明可以提高计算机的执行效率，满足GNC系统对高频率控制的要求。
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公开(公告)号：CN116907547A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202311169075.8
申请日：2023-09-12
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN114810427A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210345653.8
申请日：2022-03-31
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种微波激发等离子体的高能绿色液体推力器点火装置和方法，属于空间推进技术领域。本发明采用微波激发等离子体的方式，通过对喷注进入推力器内部的推进剂，采用微波电源模块产生特定频率的微波在谐振腔内产生谐振，激发供给载气产生等离子体，通过高温等离子体实现对高能绿色液体推进剂的点火。该方法无需催化剂，具有点火能量高，点火可靠、燃烧稳定、燃烧速率快和热效率高等优点，可以大大提升液体推力器寿命。
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公开(公告)号：CN108398883B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810164251.1
申请日：2018-02-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明涉及一种RLV进场着陆轨迹快速推演及确定方法，根据RLV着陆段标称轨迹标准设计方法给出一条待推演、检验飞行状态的着陆轨迹；然后，按照一定的间隔将高度划分，依次在每个高度处利用欧拉法及飞行器本身的气动特性迭代估算相应的配平攻角及配平舵面，进而可相应的计算出每一个高度处对应的速度、航迹倾角等飞行状态量。所提出的方法在轨迹推演过程中考虑了配平舵面实时偏转对轨迹和姿态的影响，并在求解每一高度剖面配平攻角的过程中引入了插值原理，在不损失精度的前提下大幅度提高了推演效率。
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