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公开(公告)号：CN110471087A
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201910743369.4
申请日：2019-08-13
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的时间漂移计算方法和系统，包括：建立空间飞行器时间基准；接收导航卫星发射的导航信号并处理后输出脉冲信号；根据接收所述脉冲信号时的GPS时间或北斗时间与飞行器时间差计算飞行器的时间漂移。本发明解决了空间飞行器时间漂移无法在轨实时计算的问题。随着空间飞行器在轨任务越来越复杂，对时间基准的准确度要求越来越高，时间漂移的在轨实时计算具有较高的工程应用价值。本发明给出的计算方法，可在轨实时计算，易于工程实现，极大地方便了监视并分析统计时间漂移的变化规律，为地面校时判断和校时量提供了依据。
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公开(公告)号：CN107167146A
公开(公告)日：2017-09-15
申请号：CN201710501393.8
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，所述方法包括：S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；S3：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；S4：根据需要速度大小确定指令姿态，本发明通过设置确定指令姿态跳变的需要速度阈值，在导航速度误差导致的指令姿态跳变过大时采用了固定指令姿态，空间欧拉角很小，使姿态角可以很容易地跟随指令姿态，使轨控发动机可以连续开机，提高制动效果，降低成本。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN110160530B
公开(公告)日：2021-03-26
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：CN110244549A
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201910524943.7
申请日：2019-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明公开一种卫星控制系统的控制模式智能管理方法，所述智能管理方法包括：S1、根据执行不同任务所需的不同功能对控制模式进行筛选，得到相应的功能类；S2、按照任务的执行顺序对所述功能类进行分级，并以所述功能类为单位分别对每个功能类中的控制模式进行分级；S3、对分级后的功能类中不同等级的控制模式标记故障条件，得到被标控制模式；S4、基于所述被标定控制模式设计控制系统中控制模式的切换逻辑，用以在当前的控制模式发生故障时进行切换。
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公开(公告)号：CN110108162A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910524976.1
申请日：2019-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种运动平台远距自动投掷的落点修正制导控制方法，所述方法包括：S1、分别获取飞行器相对期望落点的相对位置和相对速度；S2、利用所述相对位置和所述相对速度构建描述落点精度的评价函数；S3、基于所述评价函数设计制导控制律，利用所述制导控制律对所述评价函数进行衰减以实现对投掷的落点进行修正。利用本发明公开的落点修正制导控制方法，可以实现在投掷前仅需进行小量计算便可完成对落点的判断，同时能够提高运动平台远距自动投掷的落点精度。
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公开(公告)号：CN109189472A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201810885440.8
申请日：2018-08-06
Applicant: 北京电子工程总体研究所
CPC classification number: G06F9/327 , G06F9/30181
Abstract: 本发明实施例提供一种指令和数据交互的方法、计算机设备及存储介质，对于不同的数据交互需求，只需改变接口函数的参数即可，因此具有更好的通用性和可扩展性。此外，两个系统交互的数据通过接口函数形式进行封装，并不是全局变量，避免了因为系统错误而误改数据的情况，系统运行的可靠性得到有效提高。
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