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公开(公告)号：CN109186614B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN201811220981.5
申请日：2018-10-19
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。本发明能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。
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公开(公告)号：CN109000666B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN201810568065.4
申请日：2018-06-05
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统，所述方法包括以下步骤：S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。本发明解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题。
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公开(公告)号：CN112650193A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011398185.8
申请日：2020-12-04
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种两体动力学模型试验验证方法，包括以下步骤：搭建两体动力学模型试验系统，所述系统包括：浮空平台和地面遥测站；对搭建好的试验系统的各个控制通道进行测试，开启所述试验系统，确认所述试验系统能够正常接收地面遥测站发出的遥控指令并受控，且遥控遥测功能正常，之后对试验系统的控制通道进行动力学测试，并记录测试状态和测试数据；所述试验系统的所有控制通道测试完成，将所述控制通道测试用到的遥控指令注入两体动力学数学模型，进行数学仿真计算，对比数学仿真结果与试验系统所得到的测试数据，评估数学模型的可信度。
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公开(公告)号：CN110228605B
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN201910524973.8
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太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。所述技术方案仅仅使用太阳敏感器就能实现姿态的对日控制。基于本发明所述技术方案应用于仅仅使用太阳敏感器的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。
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公开(公告)号：CN108983799B
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN201810816715.2
申请日：2018-07-24
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明实施例提供一种满足快速绕飞要求的航天器绕飞观测方法，包括：确定理论观测点的数目及位置，选取N个观测点；采用基于C‑W方程的二脉冲控制方式控制绕飞航天器依次转移至每个观测点；判断到达观测点时航天器的本体角速度是否减小至观测相机清晰成像的阈值，若未达到该阈值则进行相对位置保持控制和姿态指向控制。本发明通过在观测期间高稳定度控制、非观测期间快速转移的方式，有效的解决了相机对高稳定度的需求和绕飞任务快速性需求之间的矛盾。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113359793A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110608035.3
申请日：2021-06-01
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置，用以解决低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。所述方法通过构建飞行器空速控制补偿支路，进行惯性测量装置数据采集及处理和导航模块数据处理，确定空速补偿指令发生器，将空速补偿指令引入空速控制阻尼回路，完成了提高空速控制品质的补偿方法。这种提高空速控制品质的补偿方法解决了低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。
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公开(公告)号：CN108664035B
公开(公告)日：2021-02-26
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
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：CN110228605A
公开(公告)日：2019-09-13
申请号：CN201910524973.8
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太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。所述技术方案仅仅使用太阳敏感器就能实现姿态的对日控制。基于本发明所述技术方案应用于仅仅使用太阳敏感器的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。
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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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公开(公告)号：CN112650193B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202011398185.8
申请日：2020-12-04
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种两体动力学模型试验验证方法，包括以下步骤：搭建两体动力学模型试验系统，所述系统包括：浮空平台和地面遥测站；对搭建好的试验系统的各个控制通道进行测试，开启所述试验系统，确认所述试验系统能够正常接收地面遥测站发出的遥控指令并受控，且遥控遥测功能正常，之后对试验系统的控制通道进行动力学测试，并记录测试状态和测试数据；所述试验系统的所有控制通道测试完成，将所述控制通道测试用到的遥控指令注入两体动力学数学模型，进行数学仿真计算，对比数学仿真结果与试验系统所得到的测试数据，评估数学模型的可信度。
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