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公开(公告)号：CN112596532A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011298667.6
申请日：2020-11-19
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种H个空间飞行器姿控发动机控制指令动态分配方法，所述方法包括：S101：建立所述H个姿控发动机的所有工作组合力矩表并存储在存储器中；S102：根据预设的指令力矩，从存储的所有工作组合力矩表中选择姿控发动机工作组合。本发明提供的一种H个空间飞行器姿控发动机控制指令动态分配方法，能够根据控制指令实时动态分配姿控发动机，推进剂消耗少，控制精度高，通用性强，鲁棒性好。
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公开(公告)号：CN107340715B
公开(公告)日：2020-08-25
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：CN107167128B
公开(公告)日：2019-11-22
申请号：CN201710511770.6
申请日：2017-06-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/12
Abstract: 本发明公开一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，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：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值；S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正，本发明基于双阈值以及速度滞环原则对飞行器进行离轨制动的速度修正，使能够采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，进行准确的速度修正，并减少开机进行速度调节的次数，节省能源消耗，降低成本。
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公开(公告)号：CN110160530A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910524963.4
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四元数的航天器姿态滤波方法，所述方法包括：S1、获取航天器在初始时刻T0的四元数姿态；S2、基于航天器在Tn-1时刻的四元数姿态和Tn时刻的运动角速度获取其在Tn时刻的预估姿态，n为正整数；S3、利用姿态确定设备测量航天器在Tn时刻的姿态信息，获取航天器在Tn时刻的测量姿态；S4、计算在Tn时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到Tn时刻四元数姿态。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109927941A
公开(公告)日：2019-06-25
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：CN108657466A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810461584.0
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种冲量等效喷气控制系统及控制方法，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。本发明提供的冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。
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公开(公告)号：CN107085225A
公开(公告)日：2017-08-22
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：CN117633401A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311502673.2
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开一种快速高精度卫星导航数据外推方法与系统。本方法首先计算每个导航周期的速度增量，然后在每个导航周期计算并记录所有导航周期速度增量一重累加结果和二重累加结果，并依据记录的所有导航周期速度增量一重累加结果和二重累加结果，计算卫星导航数据外推时长所对应速度增量的一重累加结果和二重累加结果，最后将卫星导航数据外推到当前时刻。本发明解决了空间飞行器速度修正期间因轨控发动机开机带来加速度无法准确计算致使无法进行惯性+卫星组合导航的问题，实现了飞行全程组合导航，该方法计算量小，易于工程实现。
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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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