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公开(公告)号：CN111412928B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202010225358.X
申请日：2020-03-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种深空着陆测速多波束故障检测与选取方法，(1)计算所有波束测量值的残差向量，若残差向量的模小于预设的阈值ε，则表明该残差向量模对应的波束无故障；否则针对剩余波束执行步骤(2)；(2)判断剩余波束的数量是否大于等于5，若小于5，则完成波束故障检测，否则将剩余所有波束置相同分数，并将剩余波束中取至少5个波束进行组合，计算每个组合对应波束测量值的残差向量，若残差向量的模小于预设的阈值ε1，则对该残差向量模对应组合中的所有波束的分数均增加；否则，计算残差向量与波束零空间列的夹角余弦绝对值，根据最大值的大小对每个波束分数进行调整；所有组合处理完成后进行分数排序，按照分数排序从中选取无故障波束用于导航修正。
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公开(公告)号：CN112278325A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202010997234.3
申请日：2020-09-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于法向过载的总攻角控制方法，在配平翼未成功展开时，通过下述方式进行控制：分析纵向短周期运动，简化俯仰平面内的动力学方程；建立期望法向过载即法向过载指令为零；根据简化的俯仰平面内的运动方程，推导攻角偏差与法向过载的关系；基于实测法向过载与期望法向过载的偏差，结合推导的法向过载与攻角偏差的关系，求解控制力矩，按照控制力矩进行控制。
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公开(公告)号：CN111896027A
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN202010682507.5
申请日：2020-07-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种考虑地形起伏的测距敏感器仿真建模方法，通过下述方式实现：S1、以当前星下点地形高程所对应的待测星体表面作为基准平面，确定测距波束所在地形范围内地形最大高程；S2、根据确定的地形最大高程确定波束搜索起点，按照预设的步长进行粗搜索，搜索波束与地形交点，当波束某个位置对应高度小于地形高度时，采用二分法精细搜索波束与地形的交点，直到测距精度满足要求。
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公开(公告)号：CN109000665B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201810227531.2
申请日：2018-03-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明涉及一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器，该方法首先确定着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器相对于火星中心的距离；根据着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；建立惯性坐标系xIyIzI，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；进一步求解得到着陆器的惯性位置和惯性速度，本发明自主利用测距测速敏感器进行几何定轨定姿，针对动力下降段IMU出现故障的情况下，能够单纯利用测距测速敏感器进行定轨定姿，实现自主导航的初始基准捕获，减轻对惯导系统初始基准的依赖程度，提高了软着陆自主导航系统的鲁棒性和故障容忍能力，且算法为解析算法，易于星上运算，为软着陆任务的成功实施奠定了基础。
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公开(公告)号：CN103863579B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201410125842.X
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种深空探测返回过程的预测校正制导方法，步骤为：（1）确定所述深空探测返回过程轨迹预测采用的倾侧角剖面；（2）迭代计算当前点倾侧角的幅值|σ0|；（3）将返回器的跳跃式再入飞行轨迹分为以下几个阶段：初始再入段、首次再入下降段、首次再入上升段、开普勒段和最终再入段，并且确定返回器的最终制导律为：当返回器处于初始再入段、首次再入下降段、首次再入上升段或最终再入段时，使用步骤（2）确定的所述当前点倾侧角σ0的幅值|σ0|进行制导；当返回器处于开普勒段时，使用|σ0|=180°进行制导，从而完成所述深空探测返回过程的预测校正制导。本发明针对深空探测返回过程，在轨迹的开普勒段设计制导律实现过载抑制，以保证返回器安全、精确着陆。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113720329B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202111063817.X
申请日：2021-09-10
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于杆臂效应代数约束的大动态惯性导航方法，属于导航技术领域。本发明包括如下步骤：对着陆器中的两套IMU设备测量的加速度、角速度及角加速度进行多项式拟合；求解两套IMU设备测量的加速度拟合系数；建立两套IMU设备的测得的加速度和角速度以及角速度之间的杆臂效应约束方程；根据杆臂效应约束方程和角速度、角加速度拟合关系求解角速度多项式的系数；利用角速度的多项式关系计算旋转矢量；利用旋转矢量进行姿态外推；由杆臂效应约束方程和杆臂效应方程求解加速度，实现加速度的杆臂效应补偿；利用角速度多项式和补偿的加速度进行惯导速度更新；利用角速度多项式和补偿的加速度进行惯导位置更新，实现基于杆臂效应代数约束的惯性导航。
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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
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 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
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 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：CN112066999B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010974504.9
申请日：2020-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 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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