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公开(公告)号：CN111924142B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202010681358.0
申请日：2020-07-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/62
Abstract: 本发明涉及一种基于序列图像的软着陆高精度避障方法，该方法的步骤包括：在下降图像中找到安全着陆点位置；根据安全着陆点在下降图像中的位置计算安全着陆点在成像时刻着陆器本体系下的方向矢量；在下一幅下降图像还未获取期间，安全着陆点在当前时刻着陆器本体系下的位置和速度通过惯导外推着陆器位置和速度变化获取；否则根据上一幅下降图像和当前获取的下降图像中安全着陆点方向矢量结合测速敏感器和IMU测量计算安全着陆点在当前成像时刻着陆器本体系下的位置和速度；根据安全着陆点在当前时刻着陆器本体系下的位置和速度确定着陆器本体下控制指令，按照该控制指令进行控制完成避障。
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公开(公告)号：CN111351483A
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN202010245775.0
申请日：2020-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种递归多子样大动态惯性导航方法，属于航天器自主导航技术领域，包括如下步骤：S1、根据着陆器的陀螺的角度增量和角速度的连续性特征，对着陆器的角速度进行多项式拟合，获得角速度多项式；S2、利用角速度多项式，求解着陆器的旋转矢量；S3、利用着陆器的旋转矢量构造旋转四元数；S4、利用上一个时刻的姿态四元数和S3中所述的旋转四元数，计算得到当前时刻的姿态四元数；利用上一个时刻的惯性速度、上一时刻的姿态四元数、着陆器的陀螺的角度增量，得到当前时刻的惯性速度；利用上一个时刻的惯性位置、上一时刻的惯性速度、当前时刻的惯性速度，得到当前时刻的惯性位置。本发明方法大幅提高了大动态运动下的惯性导航精度。
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公开(公告)号：CN108408084B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810167290.7
申请日：2018-02-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质，属于航天器制导、导航与控制技术领域。本发明实施例提供的地外天体捕获制动变轨方法，通过根据初始轨道信息和目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道的偏心率，根据确定的过渡椭圆轨道偏心率确定三次变轨指令，并根据确定的三次变轨指令，分别在三个不同位置依次实现初始轨道至过渡椭圆轨道、与目标轨道共面的椭圆轨道和目标轨道的变轨，实现轨道面内、面外变轨，通过调整过渡椭圆轨道的偏心率可以对三次变轨进行优化，从而调节对应的速度增量，实现对推进剂用量的优化调整。
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公开(公告)号：CN108534785B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201810238228.2
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，(1)获取飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律；(2)给整个进入过程进行分段，并确定各阶段的制导律；(3)设置不同的进入点初始纵程，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束，若满足，则正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，确定上述制导律所能调整初始纵程的极限范围；(4)实际飞行过程中，判断初始进入点纵程是否在上述极限范围内，若在，则采用步骤(2)中的制导律进行控制；若不在，则执行步骤(5)；(5)计算实际初始纵程超出极限范围的偏差量，对标称轨迹的纵程参考值进行修正，将该修正值代入步骤(2)中的制导律，得到新的制导律，利用该新的制导律进行控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109062047A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810940326.0
申请日：2018-08-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路复杂逆模型的解算及误差的在线补偿，同时可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，实现了低耗时、高精度的慢回路控制律解算。
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公开(公告)号：CN108534785A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810238228.2
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，(1)获取飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律；(2)给整个进入过程进行分段，并确定各阶段的制导律；(3)设置不同的进入点初始纵程，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束，若满足，则正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，确定上述制导律所能调整初始纵程的极限范围；(4)实际飞行过程中，判断初始进入点纵程是否在上述极限范围内，若在，则采用步骤(2)中的制导律进行控制；若不在，则执行步骤(5)；(5)计算实际初始纵程超出极限范围的偏差量，对标称轨迹的纵程参考值进行修正，将该修正值代入步骤(2)中的制导律，得到新的制导律，利用该新的制导律进行控制。
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公开(公告)号：CN103954287A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410127341.5
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
CPC classification number: G01C21/24
Abstract: 深空探测自主导航的一种路标规划方法，方法原理主要根据Fisher信息矩阵的定义，给出基于多个视线信息的导航系统的信息矩阵的表达式；然后利用Cramer-Rao不等式，建立误差方差阵与信息矩阵的关系式，并基于误差方差阵的特征值信息进行可观性分析，定量评估路标对导航系统可观性的影响；最后选取合适的路标使得自主导航的可观度最大。
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公开(公告)号：CN114019792B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202111171510.1
申请日：2021-10-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种火星大气进入过程升力制导误差分析方法和系统，该方法包括：建立半速度系下的动力学方程；对半速度系下的动力学方程进行误差分析，建立大气进入误差动力学方程；对大气进入误差动力学方程进行离散化处理，得到离散化的误差协方差传播方程；根据离散化的误差协方差传播方程进行误差递推分析，得到火星大气进入过程升力制导误差分析结果，并输出。本发明通过方差外推技术实现了对火星着陆对落点误差方差的时间历程分析，为提高火星进入制导控制的鲁棒性和精度提供了研究依据。
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