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公开(公告)号：CN104570734A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410789593.4
申请日：2014-12-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，根据公式计算当前周期的初步参数估计向量θ1(k)；根据当前周期的初步参数估计向量θ1(k)和上一周期的被估参数向量θ(k-1)计算当前周期的被估参数向量θ(k)；根据当前周期的被估参数和进行线性反馈控制得到当前周期的控制量u(k)。本发明的基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法，参数少，算法简单，参数范围大且容易确定，由参数估计值计算的动态增益跟踪速度快、适应能力强。
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公开(公告)号：CN102880187B
公开(公告)日：2015-02-11
申请号：CN201210355274.3
申请日：2012-09-21
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ0进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；根据飞行器当前的航程RNavi计算允许的速度方向偏差Δψlim；根据导航信息计算出当前的速度方向ψNavi；判断是否改变倾侧角符号，当|ψNavi-ψ|＞Δψlim时，则改变倾侧角符号；否则，倾侧角符号不变。本发明以再入飞行器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。
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公开(公告)号：CN102050228B
公开(公告)日：2013-06-19
申请号：CN201010509201.6
申请日：2010-10-11
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种利用陀螺和喷气时间联合诊断喷管堵塞故障的方法，该方法包括：(1)每个控制周期，计算陀螺测量输出在卫星x轴，y轴和z轴对应的角速度增量，以及本控制周期推进系统在三个坐标轴的喷气量；(2)当某个坐标轴同时满足在10s内喷气累计量大于m秒，且角速度变化量小于0.001弧度/s两个条件时，则将该轴的陀螺+喷气诊断标志位加1；否则诊断标志位清0；(3)判断陀螺是否满足平衡方程，如果不满足，且陀螺+喷气诊断标志位大于0，则陀螺故障；如果满足，且陀螺+喷气诊断标志位大于0，则判断喷管堵塞，切换一次喷管分支，该方法能够当卫星工作于使用陀螺信息和喷气力矩进行姿态控制情况下，对喷管堵塞进行在轨自主诊断。
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公开(公告)号：CN102880187A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210355274.3
申请日：2012-09-21
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ0进行修正获得修正后的期望的速度方向ψ；根据飞行器当前的航程RNavi计算允许的速度方向偏差Δψlim；根据导航信息计算出当前的速度方向ψNavi；判断是否改变倾侧角符号，当|ψNavi-ψ|＞Δψlim时，则改变倾侧角符号；否则，倾侧角符号不变。本发明以再入飞行器速度方向作为转换倾侧角符号的主要依据，并设定恰当的允许的速度方向偏差阈值，同时根据再入初始条件来动态调整期望的速度方向；从而能够有效的修正二次再入点横向位置偏差，进而降低开伞点的横向偏差。
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公开(公告)号：CN102004491B
公开(公告)日：2012-05-09
申请号：CN201010509204.X
申请日：2010-10-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，该方法包括：(1)根据太阳矢量在惯性系下的单位矢量Si，并结合星箭分离时卫星的初始姿态计算星体对日轴在惯性系下的矢量nZi，初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素(2)每个控制周期，根据陀螺的测量输出更新四元素作为本次的控制器输入量；(3)控制卫星进行姿态机动，直至此时卫星的对日轴已经指向太阳，完成初始太阳捕获，本发明方法非常适用于卫星初入轨阶段的太阳捕获任务，能够令卫星以最短的路径和最快的时间捕获太阳，及时保证了卫星的能源供应，此外本方法还可以推广应用到任何已知目标矢量位置坐标和当前姿态信息的卫星指向控制中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102004491A
公开(公告)日：2011-04-06
申请号：CN201010509204.X
申请日：2010-10-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，该方法包括：(1)根据太阳矢量在惯性系下的单位矢量Si，并结合星箭分离时卫星的初始姿态计算星体对日轴在惯性系下的矢量nZi，初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素(2)每个控制周期，根据陀螺的测量输出更新四元素作为本次的控制器输入量；(3)控制卫星进行姿态机动，直至此时卫星的对日轴已经指向太阳，完成初始太阳捕获，本发明方法非常适用于卫星初入轨阶段的太阳捕获任务，能够令卫星以最短的路径和最快的时间捕获太阳，及时保证了卫星的能源供应，此外本方法还可以推广应用到任何已知目标矢量位置坐标和当前姿态信息的卫星指向控制中。
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公开(公告)号：CN119879915A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510329273.9
申请日：2025-03-20
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种大气层内飞行器的姿态计算方法及装置，涉及空间飞行器组合导航技术领域。包括：将GNSS初始有效测量的时刻作为基准时刻，利用缓存矩阵存储基准时刻下凝固惯性系的飞行器参数和GNSS组合导航的测量参数；在每个INS惯导系统的更新周期内，更新当前时刻下凝固惯性系的飞行器参数，并在GNSS组合导航的更新周期内，存储当前周期更新后的凝固惯性系的飞行器参数和当前周期GNSS组合导航的测量参数；基于存储的凝固惯性系的飞行器参数和GNSS组合导航的测量参数，对滑动窗口的数据进行更新，以利用更新后的滑动窗口数据递推计算当前时刻下飞行器的姿态矩阵。本方案，能够快速精准的对飞行器的姿态进行实时计算。
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公开(公告)号：CN116902227B
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311181141.3
申请日：2023-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。方法包括：当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。本方案可以通过使第一轨控发动机间歇开机，来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。
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公开(公告)号：CN109062047B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201810940326.0
申请日：2018-08-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路复杂逆模型的解算及误差的在线补偿，同时可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，实现了低耗时、高精度的慢回路控制律解算。
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公开(公告)号：CN104634182B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201410783939.X
申请日：2014-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法。根据飞行器飞行阶段标志，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序；数值计算出标准弹道参数；判断弹道更新时间到否，如果到则更新弹道，否则保持原弹道不变；根据导航结果与标准弹道数据形成倾侧角指令。本发明根据初次再入与二次再入两段分别调用数值预测程序，形成标准弹道，通过跟踪制导继承了该方法成熟可靠、对导航偏差鲁棒性高的优点，可以方便的使用于小升阻比飞行器第二宇宙速度再入飞行的制导中。
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