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公开(公告)号：CN112665570B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011370019.7
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C19/5776 , G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于星敏感器的MEMS陀螺零偏在轨简化工程计算方法，包括：S10：记录所述计算方法开始时刻；S30：判断控制周期时刻是否到来，控制周期时刻到达，数据采集模块对数据信息进行采集，数据信息为每个计算周期采集MEMS陀螺的角度增量，每个星敏感器数据采集周期采集星敏感器输出的姿态四元数；S50：根据第一条件判断是否需要将星敏感器姿态进行外推，如果符合第一条件，先进入到星敏姿态外推模块，然后进入纯MEMS陀螺定姿模块，不符合第一条件，则直接进入纯MEMS陀螺定姿模块；S70：根据第二条件判断是否进入更新MEMS陀螺零偏模块，符合第二条件，进入更新MEMS陀螺零偏模块，不符合第二条件，跳到步骤S30；S90：更新MEMS陀螺零偏模块之后，重复步骤S30～S90。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112596532B
公开(公告)日：2022-09-23
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：CN109186613B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN201811201804.2
申请日：2018-10-16
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本申请实施例公开一种基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统和方法，其中，该系统包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。本发明组合使用了确定航天器姿态的设备及方法，使多种姿态确定方式互为备份或补充，提高了任务成功率。且本发明所使用的设备数目较少、计算方式直接、适用范围广，姿态确定可靠性更高，由于本发明使用先进的姿态确定方法因而降低了对设备数目的要求，意味着降低了姿态确定成本。
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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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公开(公告)号：CN112665865A
公开(公告)日：2021-04-16
申请号：CN202011276954.7
申请日：2020-11-16
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明的一个实施例公开了一种轨控发动机在轨故障检测系统和方法,所述系统包括：加速度计模块、数据采集累加模块、轨控开机指令时长累加模块和轨控在轨故障检测模块；其中，加速度计模块用于生成周期内的速度增量信息；数据采集累加模块按周期向加速度计模块发送数据采集命令，接收并累加预定时间内加速度计模块发送来的各个周期内的速度增量信息；轨控开机指令时长累加模块用于累加预定时间内系统向轨控发动机发送的各个周期内的开机指令时长；轨控在轨故障检测模块根据接收到的累加速度增量信息和累加轨控开机指令时长对轨控发动机进行实时故障判断。
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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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