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公开(公告)号：CN109927941B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN201910276876.1
申请日：2019-04-08
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种基于预测离轨点精度的自主允许离轨判断方法，包括：确定预测离轨时空点和离轨点精度位置门限，并上注给返回式飞行器；确定自主允许离轨判断的时机；在允许离轨判断时刻，获取返回式飞行器的赤惯系位置和赤惯系速度；计算允许离轨判断时刻瞬时轨道根数；计算预测离轨时刻的赤惯系位置；及基于所述预测离轨时刻的赤惯系位置和理论赤惯系位置自主进行判断。本发明中通过计算预测离轨时刻的赤惯系位置，及对预测离轨时刻的赤惯系位置和理论赤惯系位置误差值与离轨点精度位置门限的比较，实现自主允许离轨判断，能够满足测控资源有限的货运飞船允许离轨判断的不足，降低对地面测控资源和中继资源的依赖性。
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公开(公告)号：CN110750102A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911164887.7
申请日：2019-11-25
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了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最佳滚转角速度，并将最佳滚转角速度上注给飞行器；估计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；根据飞行器导航姿态角和指令姿态角，计算飞行器误差姿态角；计算飞行器形变前调姿指令力矩；飞行器的姿控推力器进行姿态控制，以使飞行器指向指令姿态；计算飞行器启旋指令力矩。相比于现有技术，本发明提出的技术方案，通过确定对飞行器形变前后转动惯量的计算和形变后最佳滚转角速度的分析，得到形变前的指令力矩，弥补了现有技术在形变再入飞行器领域的不足。
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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：CN107167146B
公开(公告)日：2019-10-25
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110058603A
公开(公告)日：2019-07-26
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：CN107340715A
公开(公告)日：2017-11-10
申请号：CN201710500774.4
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法，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：根据需要速度变化进行主发动机故障判断；S4：在主发动机故障情况下进行应急处理，本发明利用需要速度持续增大来判断轨控故障，算法可行，可靠性强，具有明显的优势。
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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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