公开(公告)号：CN116654292A

公开(公告)日：2023-08-29

申请号：CN202310635376.9

申请日：2023-05-31

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王敏 ,  解永春 ,  宗红 ,  陈长青 ,  张一 ,  蔡建

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/26

Abstract: 本发明涉及交会制导技术领域，特别涉及一种基于锚点的共轨与直接交会一体化的远程导引方法和装置。其中，方法应用于追踪航天器的制导系统，包括：获取目标锚点、共轨导引终端和交会对接终端的位置参数；获取用以表征追踪航天器是否故障的标志量，以从共轨导引终端和交会对接终端中确定远导终端；当追踪航天器到达目标锚点时，基于目标锚点的位置参数和远导终端的位置参数进行脉冲制导，以使追踪航天器到达远导终端，完成追踪航天器的远程导引。本方案，通过合理设计目标锚点，在追踪航天器到达目标锚点之前确定追踪航天器是否故障，根据是否故障确定远导终端，使追踪航天器可以兼顾正常和故障这两种情况下的自主远程导引。

公开(公告)号：CN109976360B

公开(公告)日：2021-10-01

申请号：CN201910181821.2

申请日：2019-03-11

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 解永春 ,  王敏 ,  杨保华

IPC: G05D1/08

Abstract: 一种基于配置矩阵的推力器配置方法，包括(1)根据冗余度要求，确定推力器个数；(2)根据控制精度要求，确定推力器额定推力器；(3)构造满足力与力矩正交条件的六自由度推力器配置矩阵；(4)根据额定推力和推力器配置矩阵计算每台发动机的安装位置和安装倾角；(5)根据推力器个数、额定推力和安装信息，为航天器配置推力器，用于航天器的位置控制和姿态控制。该方法通过配置矩阵确定推力器安装指向，通过斜装充分利用每台推力器产生的推力和力矩，从而能大幅减少推力器的配置个数，提高推力器使用效率，节省燃料消耗。

公开(公告)号：CN109976360A

公开(公告)日：2019-07-05

申请号：CN201910181821.2

申请日：2019-03-11

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 解永春 ,  王敏 ,  杨保华

IPC: G05D1/08

Abstract: 一种基于配置矩阵的推力器配置方法，包括(1)根据冗余度要求，确定推力器个数；(2)根据控制精度要求，确定推力器额定推力器；(3)构造满足力与力矩正交条件的六自由度推力器配置矩阵；(4)根据额定推力和推力器配置矩阵计算每台发动机的安装位置和安装倾角；(5)根据推力器个数、额定推力和安装信息，为航天器配置推力器，用于航天器的位置控制和姿态控制。该方法通过配置矩阵确定推力器安装指向，通过斜装充分利用每台推力器产生的推力和力矩，从而能大幅减少推力器的配置个数，提高推力器使用效率，节省燃料消耗。

公开(公告)号：CN104914873B

公开(公告)日：2017-09-22

申请号：CN201510284399.5

申请日：2015-05-28

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王敏 ,  解永春 ,  张昊

IPC: G05D1/08 ,  G05D1/10

Abstract: 一种姿轨控发动机的耦合方法，在将本体系三个方向的位置和滚动、俯仰、偏航三个方向的姿态控制共六自由度控制指令分配问题降维为多个最高为二自由度问题的子问题的基础上，设计了可同时考虑轨道和姿态控制的二自由度子问题的发动机使用方法，包括通过发动机矢量夹角与控制指令夹角的比较进行发动机选择，开机时长的计算以及超界情况下的开机时长处理方法，从而解决了传统发动机使用策略在姿轨控耦合强的情况下，发动机使用效率低的问题，能够有效减少位置和姿态六自由度控制过程中干扰力和干扰力矩的产生，提高控制的精度和稳定性，降低推进剂消耗。

公开(公告)号：CN104229161B

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：CN201410419422.2

申请日：2014-08-22

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 陈长青 ,  梁静静 ,  解永春 ,  王敏 ,  苏晏

IPC: B64G1/64 ,  B64G3/00

Abstract: 一种基于制导脉冲的交会对接轨迹安全带确定方法，首先选取任意一条由CW方程描述的交会对接标称自由轨迹，确定CW两脉冲制导方法的使用范围，进而确定用于安全带确定的轨迹段；然后划分各安全带的范围，并根据计算的安全带确定当前追踪航天器所处的安全带；最后根据当前追踪航天器在安全带中的位置，执行相应的控制指令，对追踪航天器进行控制，本发明能够对轨迹出现的偏差及时修正，并能实时判断可能出现的故障，解决了近距离交会对接过程的燃料消耗和实时安全性的平衡。

公开(公告)号：CN101758933B

公开(公告)日：2012-08-22

申请号：CN200910243278.0

申请日：2009-12-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张昊 ,  解永春 ,  王敏

IPC: B64G1/24 ,  G06F17/50

Abstract: 基于发动机前后配置的姿轨控制方法，在航天器的前端和后端分别配置平移发动机，对发动机开机进行组合，分别在航天器横向运动方向、俯仰和偏航方向对航天器进行位置控制和姿态控制。根据航天器质心位置，由平移控制力需求计算前后平移发动机位置开机系数ki1，计算原则是航天器前、后同方向的发动机产生的推力大小和方向与控制力需求相同，且前、后发动机产生的力矩大小相等；由姿态控制力矩需求计算前后发动机姿态开机系数ki2，计算原则是航天器前、后反方向的发动机产生的力矩大小和方向与控制力矩需求相同，且前、后反方向发动机产生的推力大小相等；最后计算平移发动机总开机系数ki＝ki1+ki2并进行归1化处理后开发动机完成姿轨控制。