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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109186613A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811201804.2
申请日：2018-10-16
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本申请实施例公开一种基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统和方法，其中，该系统包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。本发明组合使用了确定航天器姿态的设备及方法，使多种姿态确定方式互为备份或补充，提高了任务成功率。且本发明所使用的设备数目较少、计算方式直接、适用范围广，姿态确定可靠性更高，由于本发明使用先进的姿态确定方法因而降低了对设备数目的要求，意味着降低了姿态确定成本。
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公开(公告)号：CN108664035A
公开(公告)日：2018-10-16
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
CPC classification number: B64G1/244
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：CN107167128A
公开(公告)日：2017-09-15
申请号：CN201710511770.6
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/12
Abstract: 本发明公开一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，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：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值；S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正，本发明基于双阈值以及速度滞环原则对飞行器进行离轨制动的速度修正，使能够采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，进行准确的速度修正，并减少开机进行速度调节的次数，节省能源消耗，降低成本。
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公开(公告)号：CN106915475A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710047273.5
申请日：2017-01-22
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种具有姿控和轨控冗余设计的返回式飞行器，包括：飞行器本体以及设置在飞行器本体上的姿控发动机，所述姿控发动机的数量为12台，且以3台为一组呈T型均匀布置在飞行器本体的外周面上。采用本发明的姿控发动机布局方式的返回式飞行器，可以实现姿轨控发动机故障情况下的离轨制动。
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公开(公告)号：CN106502256A
公开(公告)日：2017-03-15
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
CPC classification number: G05D1/0808
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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