-
公开(公告)号：CN110531636B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910760518.8
申请日：2019-08-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；根据将硬件和软件解耦开发调试设计思路，结合半物理实时仿真中的地面动力学软件和星上软件，将半物理实时仿真中硬件接口部分用软件替代而形成联合快速仿真测试方法，判断输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度的正确性，解决了半物理仿真中问题难以定位、调试过程过于复杂、测试结果判读不够全面问题，提高了测试结果判读全面性、调试效率和软件开发效率。
-
公开(公告)号：CN110108298B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910324667.X
申请日：2019-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种前后台并行解算容错组合导航方法，步骤一、进行前台导航；在获得测距和测速信号后，直接与惯性外推得到的对应时刻对应波束方向的计算结果进行比对，残差满足检测阈值时，则认为波束测量结果有效；根据有效的残差进行闭环滤波修正惯性外推的位置和速度数据，得到前台导航值；步骤二、进行后台导航，得到导航结果，即位置和速度估计值；步骤三、将后台导航给出的导航结果与前台导航给出的导航结果相比对，如果两者之差超过预设阈值连续M个周期，则用后台导航得到的导航结果重置前台的导航结果，并将重置后的前台导航结果输出，M为预设周期数；否则，直接输出前台导航结果。本发明采用前后台并行运行两种不同组合导航的结构，将前后台方法结合起来，采用并行解算的方式，可以取长补短，提高组合导航的鲁棒性。
-
公开(公告)号：CN109080855B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810839860.2
申请日：2018-07-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明提出一种大角度姿态机动相平面控制方法及系统，利用推力器进行喷气、基于误差四元数进行姿态控制。该方法及系统基于误差四元数进行目标角速度跟踪控制：根据姿态四元数与目标姿态四元数计算误差四元数，得到误差四元数的欧拉转轴，设计三轴目标角速度；将测量角速度与目标角速度作差，计算角速度偏差；将角速度偏差积分，得到角度偏差；根据角度偏差和角速度偏差，进行相平面控制，得到推力器姿态控制喷气脉宽；本发明方法及系统避免了大角度机动时的三轴耦合，减少了喷气次数和燃料消耗。
-
公开(公告)号：CN110779545A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201910896599.4
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种地外天体软着陆探测器低采样频率条件下着陆指标评价方法，步骤如下：(1)地外天体软着陆探测器开始软着陆过程后，能够利用星上算法自主进行着陆指标实时计算；(2)当地外天体软着陆探测器满足着陆条件，对步骤(1)所述着陆指标按一定频率、一定周期数进行存储；(3)地面确认软着陆探测器安全软着陆在地外天体后，对软着陆探测器存储的着陆指标数据进行下传；(4)地面对下传的着陆指标数据进行解析，并进行评估，若着陆指标满足探测器总体所下达的软着陆任务指标要求，判定着陆指标合格；否则，判定着陆指标不合格，实现了着陆瞬间星上着陆状态的获取，为最终着陆状态确定及着陆性能评估提供了可靠技术手段。
-
公开(公告)号：CN108398938B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201810164256.4
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种月球着陆起飞控制系统的闭环验证系统及方法，特别涉及一种含有变推力发动机的月球着陆起飞控制系统闭环验证系统及方法，属于航天器地面验证技术领域。该方法通过数字模拟和实物模拟两种工作方式对姿轨控发动机进行模拟，由动力学计算机对发动机信号进行采集，实现月球着陆起飞过程中动力学驱动，并向星上设备提供位姿信息，从而实现闭环；两种工作方式可根据地面验证需要进行切换。探月三期着上组合体GNC子系统地面验证时采用该闭环验证方法，在系统闭环验证中起到良好效果；并在系统故障识别、回归测试、快速验证、问题查找与定位过程中起到重要作用，提高了地面验证的真实性、充分性及测试效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108516107A
公开(公告)日：2018-09-11
申请号：CN201810164258.3
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统，包括：(1)根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计。本发明考虑了动力过程主发动机以外其他姿控发动机喷气造成的额外质量消耗和加速度，并将它们的影响从估计方程中扣除，最后通过递推最小二乘方法得到主发动机推力和比冲的精确估计结果。这种方式的好处是可以实时在线进行并且剔除了其他发动机工作对估计结果的不利影响。
-
公开(公告)号：CN111553049B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202010209754.3
申请日：2020-03-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，(1)利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形并叠加在真实地形上，形成仿真地形，仿真地形按预先划定的网格存储；(2)采用三角形分割和线性插值方法，计算网格内测距波束脚印处的高程；(3)利用测距波束脚印处高程修正斜距。本发明提出的利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形的方法可以仿真陨石坑分布的多样性。本发明采用三角形分割和线性插值方法计算的网格内任意点高程更为接近真实情况，避免了地形跳变，本发明提出的基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，利用测距波束脚印处高程来修正斜距，提高了斜距的仿真精度。
-
公开(公告)号：CN110542423B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201910668412.5
申请日：2019-07-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，步骤如下：1)设探测器制导指令计算周期为T，每N个制导指令计算周期进行一次制导参数更新；假设外部导航系统建立在惯性坐标系下，当前周期由导航系统提供的目标着陆点位置矢量为探测器自身在惯性系的位置矢量为ri，速度矢量为vi；设计数器k是一个非负整数，初值为0；所述惯性坐标系用i表示，原点在月球中心，三个坐标轴在惯性空间指向固定方向；N≥1；2)以目标着陆点为中心，在空间中沿固定的方向建立制导坐标系，获得由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵；3)解算得到制导参数；4)计算得到制导指令，并交给外部姿态控制系统和发动机执行。
-
公开(公告)号：CN111553049A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010209754.3
申请日：2020-03-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，(1)利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形并叠加在真实地形上，形成仿真地形，仿真地形按预先划定的网格存储；(2)采用三角形分割和线性插值方法，计算网格内测距波束脚印处的高程；(3)利用测距波束脚印处高程修正斜距。本发明提出的利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形的方法可以仿真陨石坑分布的多样性。本发明采用三角形分割和线性插值方法计算的网格内任意点高程更为接近真实情况，避免了地形跳变，本发明提出的基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，利用测距波束脚印处高程来修正斜距，提高了斜距的仿真精度。
-
公开(公告)号：CN108535738B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201810238219.3
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01S17/894 , B64G7/00
Abstract: 本发明涉及一种成像式激光体制敏感器模拟器及模拟方法，特别涉及一种多距离点激光三维近景成像模拟器及模拟方法，属于航天产品地面验证技术领域。本发明能够实现成像式激光体制敏感器的全物理激励信号的输出，大大提高了该类敏感器功能、性能验证测试的有效性。该设计方法还具有安装调试简单、安全性高、移动运输便捷的特点。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
41
records
(took 0.027 seconds)
