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公开(公告)号：CN109292114B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811075433.8
申请日：2018-09-14
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/62
摘要： 本发明涉及一种月面软着陆轨迹确定方法，属于着陆器着陆轨迹设计技术领域。制动段结束时，高度h1、垂直速度v1、水平速度为0m/s，着陆器姿态为垂直向下；接近段，引入测距测速敏感器数据进行导航修正，在高度h2时对月面成像，采用四次多项式制导律，粗避障至安全着陆点上方；下降段，着陆器悬停在高度h3处对月面成像，采用相平面制导律精避障至安全着陆点上方高度h4，着陆器以速度v2到高度h5处关闭发动机。
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公开(公告)号：CN108454884B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810161918.2
申请日：2018-02-27
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种动力上升安全制导方法及系统，包括：(1)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；(2)当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于标称发动机推力，且偏差量超过预设阈值时，认为主发动机故障；(3)根据条件实施发动机重组：打开姿控发动机，弥补主发动机推力，并计算出主发动机和姿控发动机同时使用时的总上升推力和混合比冲；(4)以重组后的总上升推力和混合比冲为参数，计算目标加速度方向指令，从而完成当前周期的动力上升安全制导。本发明能够应对上升发动机故障后，上升显式制导可能出现的迭代不收敛问题，保证后续上升过程的顺利完成。
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公开(公告)号：CN111443710A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN202010208848.9
申请日：2020-03-23
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明涉及一种用于月球软着陆器的地形估计方法：(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月面的斜距；(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差ΔqL和第二相对月面高度误差ΔqR；(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器安装指向，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程SmL、第二测距波束月面足迹航程SmR；(4)、根据上述参数计算月心距误差，否则，变更计算月心距误差次数，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。
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公开(公告)号：CN108548540B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810162395.3
申请日：2018-02-27
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种多波束测速信息融合方法及系统，包括(1)将惯导获得的对地速度投影到各个测速波束方向上，并与测速波束的实测值进行比对，获得波束测量残差；(2)根据获得的波束测量残差，通过平衡方程计算每个波束的累计评价值；(3)根据步骤(2)得到的波束的累计评价值，按照波束选择逻辑，选择出三个波束；(4)波束融合：对选出的3个波束进行几何解算，获得三维速度误差矢量，然后滤波修正惯导速度。本发明对所有有效波束进行评判，避免测量误差较大的波束引入修正，同时本发明提出的波束选择策略考虑单波束的评价值大小，降低波束组合时误差放大的可能，增加测速修正的精度，提高组合导航的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN110531636A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910760518.8
申请日：2019-08-16
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；根据将硬件和软件解耦开发调试设计思路，结合半物理实时仿真中的地面动力学软件和星上软件，将半物理实时仿真中硬件接口部分用软件替代而形成联合快速仿真测试方法，判断输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度的正确性，解决了半物理仿真中问题难以定位、调试过程过于复杂、测试结果判读不够全面问题，提高了测试结果判读全面性、调试效率和软件开发效率。
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公开(公告)号：CN109080855A
公开(公告)日：2018-12-25
申请号：CN201810839860.2
申请日：2018-07-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/26
摘要： 本发明提出一种大角度姿态机动相平面控制方法及系统，利用推力器进行喷气、基于误差四元数进行姿态控制。该方法及系统基于误差四元数进行目标角速度跟踪控制：根据姿态四元数与目标姿态四元数计算误差四元数，得到误差四元数的欧拉转轴，设计三轴目标角速度；将测量角速度与目标角速度作差，计算角速度偏差；将角速度偏差积分，得到角度偏差；根据角度偏差和角速度偏差，进行相平面控制，得到推力器姿态控制喷气脉宽；本发明方法及系统避免了大角度机动时的三轴耦合，减少了喷气次数和燃料消耗。
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公开(公告)号：CN105253328A
公开(公告)日：2016-01-20
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：CN103363991B
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201310121356.6
申请日：2013-04-09
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/20
摘要： 一种适应月面崎岖地形的IMU与测距敏感器融合方法，首先利用惯性导航和测距敏感器测量信息分别解算着陆器的高度；然后比较一段时间内惯性导航和测距敏感器分别获得的着陆器高度变化，通过事先设计的随高度变化的检测门限来判断测距敏感器的有效性，如果一致则确认测距敏感器测量有效，可引入修正；修正时，以测距敏感器计算高度和惯性导航解算高度之差作为新息，使用随高度变化的最优滤波系数矩阵来修正惯性导航位置和速度。本发明能够大大提高测距信号引入修正的准确性，降低未知不确定地形对导航系统的影响，保证导航融合的最优性，确保着陆导航的精确性和安全性。
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公开(公告)号：CN103303495B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201310125183.5
申请日：2013-04-11
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种动力下降过程干扰力矩的估计方法。在月球软着陆动力下降过程中，因为质心偏移产生的干扰力矩有可能会危及着陆的安全。在线估计出干扰力矩的大小是进行预警和应对的重要措施。首先利用制导和控制系统发出的发动机推力大小和脉宽指令，递推计算着陆器剩余质量，并使用地面装订的曲线（函数）计算着陆器质心高度和惯量大小；然后根据质心高度和脉宽指令计算控制力矩大小；接下来对陀螺输出进行差分获得角加速度计算值；之后，使用姿态动力学方程反算干扰力矩；最后使用滤波器降低干扰力矩估值中噪声的影响。本发明提供了一种监视着陆器干扰力矩变化的方法，有利于提高着陆过程控制系统的鲁棒性，降低着陆的风险。
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公开(公告)号：CN103662092A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310685321.5
申请日：2013-12-13
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种衔接主减速和接近段的预测校正方法，步骤为：计算主减速段制导参数；基于主减速段制导参数和探测器当前状态进行快速调整段终端预测；基于接近段入口条件修正主减速段制导目标；判断是否满足主减速切换条件，如果满足，则切换到快速调整制导；否则重新计算步骤（1）～（3），直到满足主减速切换条件；利用切换时刻状态确定快速调整段制导参数；根据快速调整段制导参数确定当前制导指令；利用当前状态规划接近段入口制导指令；快速调整段当前制导指令与接近段入口制导指令夹角小于设定值或制导时间完成，切换到接近段制导。本发明保证了接近段入口对姿态、高度、速度和加速度的需求，满足了探测器从主减速段平缓过渡到接近段的要求。
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