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公开(公告)号：CN107085225A
公开(公告)日：2017-08-22
申请号：CN201710501331.7
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01S19/37
Abstract: 本发明公开一种基于GNSS信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，所述方法包括：S1：获取连续多帧的航天器GNSS输出的时间、位置、速度；S2：判断时间有效性；S3：判断数据有效性；S4：轨道外推，建立在轨导航初值，本发明能够使航天器在冷启动状态下利用GNSS信息获取在轨导航初值，可以有效降低由于GNSS数据的不准确带来的风险，且本发明可以在准确获取在轨导航初值的前提下有效减少航天器与运载的接口，降低成本。
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公开(公告)号：CN117973725A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311508811.8
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06Q10/0631 , G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器对典型地貌在轨临边观测的规划方法。本方法从规划开始时刻出发，在J2000地心赤道旋转坐标系下遍历空间飞行器每一个位置，若此时指定典型地貌点被太阳照亮且与空间飞行器的地心夹角与期望地心夹角相等，则停止规划，选定此时、此位置为空间飞行器临边观测时刻及临边观测位置，并给出临边观测所需采用的轨道坐标系指令姿态角。本发明解决了已知规划开始时刻及此时空间飞行器在J2000地心赤道惯性坐标系下位置速度、指定典型地貌点的经度和地理纬度，规划出何时采用何种指令姿态可对指定典型地貌点进行在轨临边观测的问题。
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公开(公告)号：CN112665570B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011370019.7
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C19/5776 , G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于星敏感器的MEMS陀螺零偏在轨简化工程计算方法，包括：S10：记录所述计算方法开始时刻；S30：判断控制周期时刻是否到来，控制周期时刻到达，数据采集模块对数据信息进行采集，数据信息为每个计算周期采集MEMS陀螺的角度增量，每个星敏感器数据采集周期采集星敏感器输出的姿态四元数；S50：根据第一条件判断是否需要将星敏感器姿态进行外推，如果符合第一条件，先进入到星敏姿态外推模块，然后进入纯MEMS陀螺定姿模块，不符合第一条件，则直接进入纯MEMS陀螺定姿模块；S70：根据第二条件判断是否进入更新MEMS陀螺零偏模块，符合第二条件，进入更新MEMS陀螺零偏模块，不符合第二条件，跳到步骤S30；S90：更新MEMS陀螺零偏模块之后，重复步骤S30～S90。
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公开(公告)号：CN109000666B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN201810568065.4
申请日：2018-06-05
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统，所述方法包括以下步骤：S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。本发明解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题。
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公开(公告)号：CN109927941B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN201910276876.1
申请日：2019-04-08
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种基于预测离轨点精度的自主允许离轨判断方法，包括：确定预测离轨时空点和离轨点精度位置门限，并上注给返回式飞行器；确定自主允许离轨判断的时机；在允许离轨判断时刻，获取返回式飞行器的赤惯系位置和赤惯系速度；计算允许离轨判断时刻瞬时轨道根数；计算预测离轨时刻的赤惯系位置；及基于所述预测离轨时刻的赤惯系位置和理论赤惯系位置自主进行判断。本发明中通过计算预测离轨时刻的赤惯系位置，及对预测离轨时刻的赤惯系位置和理论赤惯系位置误差值与离轨点精度位置门限的比较，实现自主允许离轨判断，能够满足测控资源有限的货运飞船允许离轨判断的不足，降低对地面测控资源和中继资源的依赖性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110750102A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911164887.7
申请日：2019-11-25
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法，包括：获取飞行器形变后的最佳滚转角速度，并将最佳滚转角速度上注给飞行器；估计飞行器形变前的转动惯量；确定飞行器形变前的指令角速度；根据飞行器导航姿态角和指令姿态角，计算飞行器误差姿态角；计算飞行器形变前调姿指令力矩；飞行器的姿控推力器进行姿态控制，以使飞行器指向指令姿态；计算飞行器启旋指令力矩。相比于现有技术，本发明提出的技术方案，通过确定对飞行器形变前后转动惯量的计算和形变后最佳滚转角速度的分析，得到形变前的指令力矩，弥补了现有技术在形变再入飞行器领域的不足。
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公开(公告)号：CN110471087A
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201910743369.4
申请日：2019-08-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种空间飞行器的时间漂移计算方法和系统，包括：建立空间飞行器时间基准；接收导航卫星发射的导航信号并处理后输出脉冲信号；根据接收所述脉冲信号时的GPS时间或北斗时间与飞行器时间差计算飞行器的时间漂移。本发明解决了空间飞行器时间漂移无法在轨实时计算的问题。随着空间飞行器在轨任务越来越复杂，对时间基准的准确度要求越来越高，时间漂移的在轨实时计算具有较高的工程应用价值。本发明给出的计算方法，可在轨实时计算，易于工程实现，极大地方便了监视并分析统计时间漂移的变化规律，为地面校时判断和校时量提供了依据。
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公开(公告)号：CN107167146A
公开(公告)日：2017-09-15
申请号：CN201710501393.8
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，所述方法包括：S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；S3：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；S4：根据需要速度大小确定指令姿态，本发明通过设置确定指令姿态跳变的需要速度阈值，在导航速度误差导致的指令姿态跳变过大时采用了固定指令姿态，空间欧拉角很小，使姿态角可以很容易地跟随指令姿态，使轨控发动机可以连续开机，提高制动效果，降低成本。
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公开(公告)号：CN112596532B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202011298667.6
申请日：2020-11-19
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种H个空间飞行器姿控发动机控制指令动态分配方法，所述方法包括：S101：建立所述H个姿控发动机的所有工作组合力矩表并存储在存储器中；S102：根据预设的指令力矩，从存储的所有工作组合力矩表中选择姿控发动机工作组合。本发明提供的一种H个空间飞行器姿控发动机控制指令动态分配方法，能够根据控制指令实时动态分配姿控发动机，推进剂消耗少，控制精度高，通用性强，鲁棒性好。
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公开(公告)号：CN112665865A
公开(公告)日：2021-04-16
申请号：CN202011276954.7
申请日：2020-11-16
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种轨控发动机在轨故障检测系统和方法,所述系统包括：加速度计模块、数据采集累加模块、轨控开机指令时长累加模块和轨控在轨故障检测模块；其中，加速度计模块用于生成周期内的速度增量信息；数据采集累加模块按周期向加速度计模块发送数据采集命令，接收并累加预定时间内加速度计模块发送来的各个周期内的速度增量信息；轨控开机指令时长累加模块用于累加预定时间内系统向轨控发动机发送的各个周期内的开机指令时长；轨控在轨故障检测模块根据接收到的累加速度增量信息和累加轨控开机指令时长对轨控发动机进行实时故障判断。
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