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公开(公告)号：CN105261047A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510568069.9
申请日：2015-09-08
Applicant: 北京控制工程研究所
CPC classification number: G06T2200/04
Abstract: 本发明一种基于近距离短弧段图像的对接环圆心提取方法，步骤包括：对于包含短弧段对接环的双目图像，进行极线校正，采用标准差方法进行阈值分割，利用区域属性进行环面提取,然后提取其内外边缘；利用半全局的匹配方法对提取出的环面区域进行致密重建，得到相机坐标系下的三维点云；计算点云的环面法向量并将坐标投影到与法向量垂直的平面内；在新平面内区分内外边缘，分别进行标准正圆拟合；根据得到的内外边缘中心和半径，采用同心环约束，最终得到对接环准确的圆心坐标。本发明从对接环的特性出发，直接将三维点云数据投射到正射的空间平面内，将椭圆拟合简化为圆拟合，同时通过内外环的约束条件消除错误点，具有结果准确、计算量小的优点。
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公开(公告)号：CN104931180A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510319388.6
申请日：2015-06-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 一种六自由度气浮台干扰力矩确定方法，用于月球弱撞击交会对接地面全物理仿真试验中轨道器和上升器模拟装置的惯量特性和干扰力矩的测量，该发明首次提出了六自由度气浮台各向干扰力矩测量方法。本发明通过改进现有的转动惯量测量装置、缩短了转动惯量测量时间，结合成熟的姿态角度测量手段，建立了完整的干扰力矩测量方法。本发明利用气浮球轴承的本质特性、通过实际测量数据迭代解算，不但可以精确测量系统的转动惯量，而且可以提高航天器地面动力学模拟的精度。
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公开(公告)号：CN103017788A
公开(公告)日：2013-04-03
申请号：CN201210519647.6
申请日：2012-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于信息融合的星际自主导航地面试验验证系统，包括：导航敏感器、动态天体模拟器、X射线脉冲星信号模拟器、导航计算模块、遮光罩、仿真总控模块和机械转台，导航敏感器安装在机械转台上。仿真总控模块发送指令给导航计算模块，导航计算模块接收到指令之后控制导航敏感器对动态天体模拟器生成的天体图像成像，并将所述天体成像结果发送给导航计算模块，导航计算模块接收成像结果后计算出航天器的位置信息；同时导航计算模块还根据接收到的X射线脉冲星模拟器的脉冲信号计算出航天器的位置信息，然后通过信息融合算法计算出航天器的位置信息。本发明增强了自主星际导航技术地面仿真验证的真实性和可靠性。
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公开(公告)号：CN102735264A
公开(公告)日：2012-10-17
申请号：CN201210211373.4
申请日：2012-06-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种星敏感器故障模拟系统，包括恒星模拟器、三轴转台、星敏感器、气浮平台、转台控制模块、恒星模拟器控制模块、图像采集和姿态计算模块、故障模拟控制模块；星敏感器实现光学成像，恒星模拟器实现太空星图模拟、三轴转台实现卫星姿态抖动模拟，气浮平台隔离外部震动对恒星模拟器的影响，图像采集和姿态计算模块实现图像采集和处理并计算出卫星姿态，故障模拟控制模块实现整个系统各个模块的配置、故障模式配置和故障模拟流程控制。本发明可实现星敏感器的故障模拟，通过恒星模拟器模拟星空的外部环境实现杂光干扰产生星敏感器故障，通过控制转台的运动实现卫星姿态抖动对星敏感器的故障模拟。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN104931180B
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201510319388.6
申请日：2015-06-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 一种六自由度气浮台干扰力矩确定方法，用于月球弱撞击交会对接地面全物理仿真试验中轨道器和上升器模拟装置的惯量特性和干扰力矩的测量，该发明首次提出了六自由度气浮台各向干扰力矩测量方法。本发明通过改进现有的转动惯量测量装置、缩短了转动惯量测量时间，结合成熟的姿态角度测量手段，建立了完整的干扰力矩测量方法。本发明利用气浮球轴承的本质特性、通过实际测量数据迭代解算，不但可以精确测量系统的转动惯量，而且可以提高航天器地面动力学模拟的精度。
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公开(公告)号：CN103955223B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201410141703.6
申请日：2014-04-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种深空探测软着陆过程的姿轨耦合控制方法，在深空天体软着陆过程中使用变推力摇摆发动机进行姿态控制会对着陆轨迹产生干扰。在线估计出变推力摇摆发动机摆角中用于消除质心偏移的部分，并修正飞行姿态是降低变推力摇摆发动机姿控与轨控耦合的重要措施。本发明首先需要对变推力摇摆发动机的摆角进行在线估计，提取出摆角的稳定分量；然后，利用该摆角稳定分量估值修正目标飞行姿态，使校正后的推力方向与制导律期望的推力方向一致，以主动消除变推力摇摆发动机姿控摆动对制导的影响。本发明能够在姿控的同时最大程度地降低对制导的干扰，即使制导无三方向位置控制能力时，也能尽可能保证飞行轨迹与理想轨迹一致。
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公开(公告)号：CN104932559A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510319385.2
申请日：2015-06-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 一种六自由度气浮台质心调节机构及调节方法，用于月球弱撞击交会对接地面全物理仿真试验中轨道器和上升器模拟装置六自由度气浮台的质心调节，本发明首次提出了六自由度气浮台质心精确调节方案，采用滑模变结构方法对系统进行自动精细调节，这种思路为质心精细调节提供了清晰便捷可靠的途径，同时提高了六自由度气浮台质心调节的速度和精度，满足了月球弱撞击交会对接地面全物理仿真试验对轨道器和上升器模拟装置动力学一致的要求。
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