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公开(公告)号：CN117104537B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311386713.1
申请日：2023-10-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种考虑回归轨道相位约束的一体化降轨调相方法和装置。包括：基于霍曼变轨公式、当前任务轨道和回归轨道的轨道信息，确定使飞行器从当前任务轨道降至回归轨道的两次变轨的脉冲增量；基于当前任务轨道和回归轨道的轨道信息，分别确定当前任务轨道和回归轨道的升交点地理经度一圈的变化量；基于回归轨道的相位约束、当前任务轨道和回归轨道的升交点地理经度一圈的变化量以及两次变轨的脉冲增量，分别确定两次变轨的脉冲开机时间，以在脉冲开机时间执行对应脉冲增量的轨控，实现飞行器的一体化降轨调相任务。本方案可以在实现降轨的同时，满足回归轨道的相位约束，避免了额外燃料消耗和时间的浪费。
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公开(公告)号：CN117104537A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311386713.1
申请日：2023-10-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种考虑回归轨道相位约束的一体化降轨调相方法和装置。包括：基于霍曼变轨公式、当前任务轨道和回归轨道的轨道信息，确定使飞行器从当前任务轨道降至回归轨道的两次变轨的脉冲增量；基于当前任务轨道和回归轨道的轨道信息，分别确定当前任务轨道和回归轨道的升交点地理经度一圈的变化量；基于回归轨道的相位约束、当前任务轨道和回归轨道的升交点地理经度一圈的变化量以及两次变轨的脉冲增量，分别确定两次变轨的脉冲开机时间，以在脉冲开机时间执行对应脉冲增量的轨控，实现飞行器的一体化降轨调相任务。本方案可以在实现降轨的同时，满足回归轨道的相位约束，避免了额外燃料消耗和时间的浪费。
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公开(公告)号：CN117087875A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202311359312.7
申请日：2023-10-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种航天器自主闭环轨控方法及装置，涉及航天器控制领域，方法包括：在接收到自主轨控指令时，根据目标轨道根数和当前轨道根数确定首脉冲轨控后过渡轨道的相关参数，并通过过渡轨道相关参数规划双脉冲的点火位置和轨控速度增量，在执行首脉冲时采用闭环执行方式，根据实时计算确定过渡轨道到位时将轨控发动机关机以完成首脉冲，在执行次脉冲时依然采用闭环执行方式，根据实时计算确定目标轨道到位时将轨控发动机关机以完成次脉冲。本方案，能够根据实时的自主定轨结果判断的轨道到位情况来确定轨控发动机的关机节点，从而可以使得轨控结果具有极高的精度。
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公开(公告)号：CN116907547A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202311169075.8
申请日：2023-09-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及陀螺标定技术领域，特别涉及一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质。首先，将标定姿态机动序列划分在三个轨道周期的阴影区中进行，以避免星敏感器的安装基准在阳照区和阴影区存在形变的问题，可以使星敏感器在标定时避开太阳光照的干扰，同时可以使太阳帆板能够正常充电；其次，飞行器在阳照区时采用飞行器尾端面对日的预冷姿态，可以确保飞行器在阳照区能够散热；另外，在进行姿态机动前，需要转为对应的预置姿态，可以保证标定期间不因飞行器姿态变化较大影响星敏感器的有效性的同时，可以使星敏感在标定时避开地气光的干扰。由于陀螺动态标定精度依赖于星敏感器的有效性，故而本方案可以提高陀螺的在轨动态标精度。
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公开(公告)号：CN111695195A
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN202010413117.8
申请日：2020-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于长短时间记忆网络的空间物理运动体建模方法，涉及空间物理运动体建模技术领域；包括如下步骤：步骤一、建立第一全连接神经网络；步骤二、建立第二全连接神经网络；步骤三、建立第三全连接神经网络；步骤四、建立第一长短时间记忆网络和第二长短时间记忆网络；步骤五、根据步骤一至步骤四建立动力学模型网络；步骤六、根据状态量St和控制量Ct对步骤五中的动力学模型网络进行网络训练；步骤七、步骤七、重复步骤六，直至动力学模型网络收敛，完成对动力学模型网络修正；本发明采用离线训练和在线微调相结合的训练策略，实现弹道和飞行状态的在线预测，从而为后续高精度制导和高稳定控制提供依据。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111580555A
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN202010404180.5
申请日：2020-05-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种高超声速飞行器上升段分段自适应预测校正制导方法，将上升段分为上升段初期、上升段后期；包括如下步骤：S1、建立上升段无量纲的动力学方程；S2、根据上升段无量纲的动力学方程，获得无量纲后的上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线、无量纲后的上升段终端高度时变动态增益曲线；S3、在上升段初期，以减小上升段终端高度误差为制导目标，利用上升段终端高度时变动态增益曲线，获得上升段初期的攻角修正量，对上升段初期的攻角进行修正；S4、在上升段后期，以减小上升段终端弹道倾角误差为制导目标，利用上升段终端弹道倾角时变动态增益曲线，获得上升段后期的攻角修正量，对上升段后期的攻角进行修正。
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公开(公告)号：CN117184455B
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311476691.8
申请日：2023-11-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。包括：确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。本方案可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。
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公开(公告)号：CN117302559A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311430835.6
申请日：2023-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种回归轨道自主调相控制方法及装置，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：根据轨道回归特性获取目标回归轨道的N个升交点的理想地理经度；实时监测航天器每一圈飞行过程中经过升交点时的实际地理经度，每当监测到经过升交点的实际地理经度时，确定该圈升交点的地理经度误差；根据该地理经度误差与误差阈值的大小关系，确定是否需要进行调相任务；在确定需要进行调相任务时，计算用于执行调相任务的轨控脉冲，并利用轨控脉冲执行调相任务，以使航天器的轨道形态恢复至目标回归轨道的轨道形态。本方案，能够对飞行轨道的回归特性进行定期维持，以保证飞行轨迹可以定期满足再入走廊的约束。
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公开(公告)号：CN117087875B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311359312.7
申请日：2023-10-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种航天器自主闭环轨控方法及装置，涉及航天器控制领域，方法包括：在接收到自主轨控指令时，根据目标轨道根数和当前轨道根数确定首脉冲轨控后过渡轨道的相关参数，并通过过渡轨道相关参数规划双脉冲的点火位置和轨控速度增量，在执行首脉冲时采用闭环执行方式，根据实时计算确定过渡轨道到位时将轨控发动机关机以完成首脉冲，在执行次脉冲时依然采用闭环执行方式，根据实时计算确定目标轨道到位时将轨控发动机关机以完成次脉冲。本方案，能够根据实时的自主定轨结果判断的轨道到位情况来确定轨控发动机的关机节点，从而可以使得轨控结果具有极高的精度。
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公开(公告)号：CN117193024A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311443189.7
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置。包括：确定耦合发动机组和耦合自由度；计算耦合发动机组的分配阵和在各耦合自由度的最大控制能力；针对每一个控制周期，均执行：基于耦合发动机组在各耦合自由度的最大控制能力，对获取的当前控制周期的目标位置控制量和目标姿态控制量进行限幅，以确定待分配的冲量和冲量矩；基于待分配的冲量和冲量矩、分配阵以及耦合发动机组的开机时长的零空间解，确定耦合发动机组的开机时长矩阵，将耦合发动机组和解耦发动机组的开机时长矩阵进行同比缩放，得到每一个发动机的最终开机时长。本方案可以使燃料消耗最少、可以解决发动机单向性问题且计算量较小。
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