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公开(公告)号：CN108664035B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201810469531.3
申请日：2018-05-16
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种多执行机构飞行器分配控制方法，运行于计算周期为T的飞行器上，飞行器的执行机构包含飞轮和推力器，该方法包括：获取飞行器所需的角动量p；如果p/T的范数小于力矩阈值F，选择飞轮作为执行机构，否则选择推力器作为执行机构；根据飞轮T时间内输出的角动量，进行角动量p分配；根据推力器的输出力矩矢量，进行角动量p分配。本发明还公开了一种多执行机构飞行器分配控制系统，包括角动量指令模块、执行机构选择模块和控制指令输出模块。本发明提出的技术方案解决了航天器的多执行机构连续分配控制的优化问题；针对飞轮控制能够节省电量消耗、平衡总角动量；针对喷气控制能够增加控制效率、降低燃料消耗。
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公开(公告)号：CN111024094A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911338782.9
申请日：2019-12-23
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器自主允许离轨判断方法，包括：确定飞行器离轨时刻TLG、理论位置 及离轨点精度位置门限ΔL，并将TLG、及ΔL上注给飞行器；确定飞行器自主允许离轨判断的时刻TCHK；获取飞行器TCHK时刻位置速度 计算飞行器TCHK时刻瞬时轨道根数a,e,Ω,i,ω,M；计算飞行器TLG时刻的位置 计算飞行器自主允许离轨判断结果。相比于现有技术，本发明提出的技术方案，通过对飞行器的离轨时刻和位置进行目标设定，飞行器通过计算理论离轨位置与实际离轨位置的误差，从而自主完成允许离轨的判断，缓解了现有技术在飞行器离轨判断上的不足。
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公开(公告)号：CN107085225B
公开(公告)日：2019-10-25
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：CN106502256B
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201610837018.6
申请日：2016-09-21
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法，以解决离轨制动器件星敏容易受到地气光影响的问题。利用本发明所述技术方案能够在返回式飞行器的离轨制动期间，在保证返回式飞行器推力指向不变的前提下，使返回式飞行器滚转一定的角度，令轨道坐标系下的滚转角变为零，这样保证了星敏指向朝上。本发明可以在离轨制动期间避免或者减弱地气光对星敏的干扰。
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公开(公告)号：CN106628263A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611037805.9
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G1/40
CPC classification number: B64G1/401
Abstract: 本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118567368A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202311502675.1
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/46 , G05D1/49 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开一种太阳同步轨道在轨太阳观测指令姿态确定方法与系统，包括：根据地球平均半径和观测时刻空间飞行器位置的模值，确定地球阴影角；根据观测时刻空间飞行器在位置及模值，以及观测时刻太阳位置的单位方向矢量，确定空间飞行器地心矢量与太阳位置方向矢量的夹角；确定空间飞行器是否处于地影区；根据所述空间飞行器地心矢量与太阳位置方向矢量的夹角，以及太阳观测时星载光学敏感器与太阳位置方向矢量夹角，确定参考系PXcYcZc下星载光学敏感器光轴指向的俯仰角；根据俯仰角确定参考系PXcYcZc下的指令姿态。本发明解决了太阳在轨观测指令姿态实时快速计算的问题，并同时巧妙规避了地气光对星载光学敏感器在轨观测的影响。
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公开(公告)号：CN117739958A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311504358.3
申请日：2023-11-13
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星光修正用导航星选取方法与系统，方法包括根据不同时刻太阳位置的单位方向矢量，确定黄道面法向量；筛选出备选导航星和背景星；计算备选导航星中每一颗恒星与黄道面夹角，根据夹角从备选导航星中确定初选导航星；根据初选导航星和所述背景星的位置的方向矢量，确定初选导航星中每一颗恒星与背景星中每一颗恒星的第一星对角距；根据第一星对角距从初选导航星中确定待选导航星，在待选导航星内，再次计算每一颗待选导航星与其余待选导航星的第二星对角距，根据所述第二星对角距确定最终的导航星。本发明解决了因行星天光地影等影响致使空间飞行器不同飞行任务、不同飞行起始时刻星光修正时需重新选定导航星的问题。
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公开(公告)号：CN110058603B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN201910276877.6
申请日：2019-04-08
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开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指令滚转角速度；预估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；基于导航姿态角和指令姿态角计算误差姿态角；计算飞行器形变前调姿指令力矩；按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，以满足控制精度要求；及获取飞行器变形前的启旋指令力矩。本发明中通过预估飞行器形变前的转动惯量，并计算误差姿态角和形变前的调姿指令力矩，按照姿态控制推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使得形变再入飞行器指向指令姿态达到预设的控制精度要求，能够满足形变再入飞行器形变后角速度的要求。
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公开(公告)号：CN112665570A
公开(公告)日：2021-04-16
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：CN106628263B
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201611037805.9
申请日：2016-11-23
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。
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