公开(公告)号：CN108548541A

公开(公告)日：2018-09-18

申请号：CN201810205370.7

申请日：2018-03-13

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 郭敏文 ,  黄翔宇 ,  李茂登 ,  张晓文 ,  魏春岭 ,  徐超 ,  黄盘兴 ,  胡锦昌 ,  王晓磊

IPC: G01C21/24

Abstract: 一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，(1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率 标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；(2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率相对标称量sref，Dref， 的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；(3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；(4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；(5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率 阻力加速度D，生成制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。

公开(公告)号：CN103863579A

公开(公告)日：2014-06-18

申请号：CN201410125842.X

申请日：2014-03-31

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王大轶 ,  郭敏文 ,  黄翔宇 ,  李茂登

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/62

Abstract: 一种深空探测返回过程的预测校正制导方法，步骤为：（1）确定所述深空探测返回过程轨迹预测采用的倾侧角剖面；（2）迭代计算当前点倾侧角的幅值|σ0|；（3）将返回器的跳跃式再入飞行轨迹分为以下几个阶段：初始再入段、首次再入下降段、首次再入上升段、开普勒段和最终再入段，并且确定返回器的最终制导律为：当返回器处于初始再入段、首次再入下降段、首次再入上升段或最终再入段时，使用步骤（2）确定的所述当前点倾侧角σ0的幅值|σ0|进行制导；当返回器处于开普勒段时，使用|σ0|=180°进行制导，从而完成所述深空探测返回过程的预测校正制导。本发明针对深空探测返回过程，在轨迹的开普勒段设计制导律实现过载抑制，以保证返回器安全、精确着陆。

公开(公告)号：CN114152261B

公开(公告)日：2024-05-03

申请号：CN202111131403.6

申请日：2021-09-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 黄翔宇 ,  翟华 ,  徐超 ,  李茂登 ,  郭敏文 ,  胡锦昌

IPC: G01C21/24 ,  G01C21/16

Abstract: 本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法和系统，该方法包括：依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。本发明通过将惯导的输出值与测距、测速敏感器的测量值进行有效融合，实现了着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。

公开(公告)号：CN114019788B

公开(公告)日：2024-03-26

申请号：CN202111172681.6

申请日：2021-10-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡锦昌 ,  黄翔宇 ,  郭敏文 ,  李茂登 ,  徐超 ,  赵宇

IPC: G05B11/42

Abstract: 一种着陆过程基于分区的快速平移避障方法，通过对着陆过程控制区位置进行分区，并分别对各控制区进行定义并确定控制方法，实现同时兼顾快速机动和快速稳定的性能的目的，在位置误差较大时，可以实现位置误差的快速减小，在位置误差较小时，可以实现位置的高精度稳定控制，从而可以获得快速机动和快速稳定的综合优点。

公开(公告)号：CN113885352B

公开(公告)日：2023-06-30

申请号：CN202111114675.5

申请日：2021-09-23

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 徐超 ,  黄翔宇 ,  李茂登 ,  郭敏文 ,  张晓文 ,  胡锦昌 ,  王晓磊

IPC: G05B17/02

Abstract: 本发明涉及一种火星EDL全过程自主GNC数学仿真验证系统，主要包括EDL环境仿真子系统、进入舱仿真子系统(含EDL过程进入舱动力学高精度仿真器、EDL过程导航图像高精度仿真器)、火星EDL过程数学仿真总控子系统、火星EDL过程可视化仿真子系统和GNC模拟子系统以及相应的接口。通过该数学仿真系统可全面、系统、连续、充分和方便地验证火星EDL整个飞行过程的GNC方案和算法、自主管理技术以及与地面协同工作、飞控支持与仿真能力。

公开(公告)号：CN114030654B

公开(公告)日：2023-06-06

申请号：CN202111172678.4

申请日：2021-10-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡锦昌 ,  黄翔宇 ,  郭敏文 ,  李茂登 ,  徐超 ,  王云鹏 ,  郝策

IPC: B64G1/24

Abstract: 一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，针对飞行着陆下降过程中出现的，对于速度坐标系与推力器安装不一致、推力器产生的控制力矩与速度坐标系不能完全对应的问题，提出了可以实现倾侧角姿态的稳定跟踪控制的方案，通过三轴控制量计算、控制量限幅、控制量坐标系转换、脉宽调制，实现三轴姿态特别是倾侧角的精确控制。

公开(公告)号：CN113772134B

公开(公告)日：2023-04-14

申请号：CN202111092943.8

申请日：2021-09-17

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 刘旺旺 ,  赵宇 ,  王晓磊 ,  郝策 ,  徐李佳 ,  王云鹏 ,  李茂登 ,  郭敏文 ,  周益 ,  张琳 ,  徐超

IPC: B64G1/62

Abstract: 一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，综合考虑探测器构型布局、兼顾远近距离段测量精度需求及与两类测距测速敏感器的异构备份，确定了微波测距测速敏感器的4个固定指向波束的指向和相控阵敏感器的9个固定的波束指向方位。在实际使用中，相控阵敏感器在每个测量周期内通过星载计算机计算指定4个波束来提供测距测速信息。通过对微波测距测速敏感器和相控阵敏感器的8个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，即可解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息。

公开(公告)号：CN114022637A

公开(公告)日：2022-02-08

申请号：CN202111164645.5

申请日：2021-09-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡荣海 ,  黄翔宇 ,  徐超 ,  李茂登 ,  魏春岭 ,  郭敏文

IPC: G06T17/20 ,  G06T15/00

Abstract: 一种用于深空探测陆标导航的高保真度视觉仿真系统及方法，高保真度视觉仿真系统包括任务管理与可视化子系统、三维网格编辑与优化子系统、环境配置与更新子系统、视觉图像渲染子系统、数据输入输出子系统，应用于深空探测视觉导航系统的前期设计和验证过程当中，可以提供高质量的全阶段仿真图像，通过获取的仿真图像实现火星探测精确定点着陆，能够对大多数深空天体进行图像渲染，对各类深空探测任务具有可拓展性和适应性。

公开(公告)号：CN114018271A

公开(公告)日：2022-02-08

申请号：CN202111172679.9

申请日：2021-10-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 黄翔宇 ,  胡荣海 ,  徐超 ,  李茂登 ,  魏春岭 ,  郭敏文

IPC: G01C21/24

Abstract: 本发明公开了一种基于陆标图像的精确定点着陆自主导航方法和系统，该方法包括：确定待匹配陆标的描述子D和地图上已知点的描述子f；其中，描述子D用于稀疏表征待匹配陆标，描述子f用于稀疏表征地图上已知点；根据描述子D和描述子f，对待匹配陆标和地图上已知点进行鲁棒匹配，得到鲁棒匹配结果；根据鲁棒匹配结果对着陆器的状态进行最优估计，得到状态最优估计结果；根据状态最优估计结果，进行精确定点着陆自主导航。本发明解决了对火星着陆任务中陆标表征复杂、陆标匹配效率低以及导航结果容易受陆标位置误差的影响等问题。

公开(公告)号：CN109062047B

公开(公告)日：2021-10-01

申请号：CN201810940326.0

申请日：2018-08-17

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 黄盘兴 ,  何英姿 ,  杨鸣 ,  郭敏文 ,  陈上上 ,  黄煌

IPC: G05B13/04

Abstract: 本发明的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路复杂逆模型的解算及误差的在线补偿，同时可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，实现了低耗时、高精度的慢回路控制律解算。