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公开(公告)号：CN114995126A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210494776.8
申请日：2022-05-07
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明涉及一种最优月面盘旋飞跃轨迹生成方法，属于天体表面飞行探测器的轨迹设计领域；步骤一、将飞跃轨迹划分为三个阶段；步骤二、在飞跃轨迹二维平面内建立运动模型；步骤三、设定各阶段控制量的约束条件；步骤四、设定各阶段的初始条件与终端条件；步骤五、根据步骤二～四得到的运动模型、控制量约束条件、初始条件与终端条件，设定各阶段的最优控制量形式；步骤六、根据步骤二～五得到的运动模型、控制量约束条件、初始条件与终端条件、最优控制量形式，各阶段都通过一维搜索得到对应的最优轨迹；步骤七、合并步骤六得到的各阶段最优轨迹，生成最终的最优月面盘旋飞跃轨迹；本发明简单可靠，适用于离线或在线计算。
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公开(公告)号：CN111498149B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202010350523.4
申请日：2020-04-28
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，属于航天器制导控制技术领域，包括如下步骤：S1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；S2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；S3、根据S1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，S2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。
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公开(公告)号：CN110542423B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201910668412.5
申请日：2019-07-23
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，步骤如下：1)设探测器制导指令计算周期为T，每N个制导指令计算周期进行一次制导参数更新；假设外部导航系统建立在惯性坐标系下，当前周期由导航系统提供的目标着陆点位置矢量为探测器自身在惯性系的位置矢量为ri，速度矢量为vi；设计数器k是一个非负整数，初值为0；所述惯性坐标系用i表示，原点在月球中心，三个坐标轴在惯性空间指向固定方向；N≥1；2)以目标着陆点为中心，在空间中沿固定的方向建立制导坐标系，获得由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵；3)解算得到制导参数；4)计算得到制导指令，并交给外部姿态控制系统和发动机执行。
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公开(公告)号：CN111553049A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010209754.3
申请日：2020-03-23
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明一种基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，(1)利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形并叠加在真实地形上，形成仿真地形，仿真地形按预先划定的网格存储；(2)采用三角形分割和线性插值方法，计算网格内测距波束脚印处的高程；(3)利用测距波束脚印处高程修正斜距。本发明提出的利用matlab随机生成着陆点附近精细模拟地形的方法可以仿真陨石坑分布的多样性。本发明采用三角形分割和线性插值方法计算的网格内任意点高程更为接近真实情况，避免了地形跳变，本发明提出的基于精细模拟地形的月面着陆斜距测量数学仿真方法，利用测距波束脚印处高程来修正斜距，提高了斜距的仿真精度。
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公开(公告)号：CN111498149A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010350523.4
申请日：2020-04-28
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，属于航天器制导控制技术领域，包括如下步骤：S1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；S2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；S3、根据S1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，S2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。
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公开(公告)号：CN108454883B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201810161916.3
申请日：2018-02-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统，包括(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；在重启主发动机后主发动机故障无法恢复，则进入下一步骤；(3)进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。本发明可以解决动力上升过程主发动机故障后进行抢救确保航天器轨道安全的问题，保证航天器安全入轨，避免发生坠毁。
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公开(公告)号：CN110826174A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201910913138.3
申请日：2019-09-25
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种动力下降落月仿真过程中考虑三维地形的着陆器相对月面的距离确定方法，获取着陆器目标落区附近的月面三维地形数据；根据着陆器发动机动力下降落月过程中带来的偏差，确定动力下降落月过程中航迹变化包络；从获取的着陆器目标落区附近的月面三维地形数据中截取航迹变化包络覆盖的目标落区地形数据；定义地形文件格式，根据截取的航迹变化包络覆盖的目标落区地形数据，生成用于下装的二进制地形文件；将二进制地形文件下装到地面仿真计算机中；地面仿真计算机，根据二进制地形文件和三维地形搜索方式，得到考虑月面地形的着陆器动力下降落月过程中相对于月面的距离。本发明能够验证月背动力下降制导的安全性和有效性。
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公开(公告)号：CN108388264A
公开(公告)日：2018-08-10
申请号：CN201810238220.6
申请日：2018-03-22
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/244
摘要： 本发明涉及一种充液航天器姿态控制与晃动抑制方法，属于航天器姿态控制技术领域。该方法在每个控制周期，计算得到航天器的姿态控制力矩。所提方法首先根据奇异谱分析与特征系统实现算法得到姿态角中的刚体模态与晃动模态的估计值，继而得到四元数刚体模态与晃动角估计值，根据四元数刚体模态与分区四元数控制器得到分区四元数控制分量，根据晃动角估计值与正位置反馈控制器得到正位置反馈控制分量，最后将两个分量做矢量和得到航天器的姿态控制力矩。所提方法可以使得航天器姿态较平稳地达到期望值，并且增加了晃动阻尼，使得晃动角具有更快的收敛速率。
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公开(公告)号：CN105253328B
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201510557548.0
申请日：2015-09-02
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明涉及一种动力下降过程位置速度全可控的近似最优显式制导方法，分别以最大推力和最小推力作为输入使用常推力动力显式制导方法计算制导参数并预报与该推力对应的终端位置，然后根据两个不同推力下的预报的终端位置与目标位置之间的关系，自主判断当前采用最大推力还是最小推力进行制导，从而实现了最大推力与最小推力之间的自主切换。本发明只涉及到两个PEG制导律的并行计算，比通过迭代调整推力大小的方式计算量小；另外推力控制采用自动最大‑最小切换的方式，发动机使用效率高于连续变推力，从理论上说推进剂消耗更少。
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公开(公告)号：CN103593818B
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201310485339.0
申请日：2013-10-16
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种适用于软着陆过程和空间环境的快速图像处理方法，适用于航天探测器地外天体着陆过程的图像快速处理需求。通过利用DSP内的cache资源加速图像处理速度；同时采取定时器中断关闭cache等措施限定cache工作时长，以降低cache单粒子效应的不良影响。达到了在确保空间环境适应性的目的同时提高处理速度的目的。
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