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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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公开(公告)号：CN111024094A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911338782.9
申请日：2019-12-23
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器自主允许离轨判断方法，包括：确定飞行器离轨时刻TLG、理论位置 及离轨点精度位置门限ΔL，并将TLG、及ΔL上注给飞行器；确定飞行器自主允许离轨判断的时刻TCHK；获取飞行器TCHK时刻位置速度 计算飞行器TCHK时刻瞬时轨道根数a,e,Ω,i,ω,M；计算飞行器TLG时刻的位置 计算飞行器自主允许离轨判断结果。相比于现有技术，本发明提出的技术方案，通过对飞行器的离轨时刻和位置进行目标设定，飞行器通过计算理论离轨位置与实际离轨位置的误差，从而自主完成允许离轨的判断，缓解了现有技术在飞行器离轨判断上的不足。
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公开(公告)号：CN110543181A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910788358.8
申请日：2019-08-26
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种欠驱动角度解耦姿态控制方法和装置，包括：姿态转移矩阵计算单元，用于计算所需姿态转移矩阵；姿态场景构建单元，用于根据姿态转移矩阵构建姿态场景；姿态控制单元，用于在所述姿态场景内实施欠驱动角度解耦姿态控制。本发明以当前姿态、期望姿态等信息为输入，计算出实现角度解耦的控制力矩。本发明充分结合姿态控制本质特性与欠驱动控制特性，实现了简单直接的控制效果，同时其控制精度良好。
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公开(公告)号：CN107085225B
公开(公告)日：2019-10-25
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：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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