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公开(公告)号：CN110160530A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910524963.4
申请日：2019-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，所述方法包括：S1、获取航天器在初始时刻T0的四元数姿态；S2、基于航天器在Tn-1时刻的四元数姿态和Tn时刻的运动角速度获取其在Tn时刻的预估姿态，n为正整数；S3、利用姿态确定设备测量航天器在Tn时刻的姿态信息，获取航天器在Tn时刻的测量姿态；S4、计算在Tn时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到Tn时刻四元数姿态。
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公开(公告)号：CN109927941A
公开(公告)日：2019-06-25
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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公开(公告)号：CN108657466A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810461584.0
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种冲量等效喷气控制系统及控制方法，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。本发明提供的冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN110228605B
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN201910524973.8
申请日：2019-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。所述技术方案仅仅使用太阳敏感器就能实现姿态的对日控制。基于本发明所述技术方案应用于仅仅使用太阳敏感器的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。
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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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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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