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公开(公告)号：CN111443710B
公开(公告)日：2023-07-28
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：CN110826174B
公开(公告)日：2023-07-14
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：CN113030517B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110190275.6
申请日：2021-02-18
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种火星着陆过程利用测速敏感器的姿态修正方法，采用平行式定姿框架，在前台使用传统的惯性导航外推，得到惯性位置、速度和姿态，利用惯性位置和姿态获得引力方向在本体坐标系下的投影；在后台利用测速敏感器和惯性测量单元进行基准重构，得到另外一个引力方向在本体系下的投影。后台的引力方向和前台的引力方向进行实时监视和比对，一旦两者超过一定的阈值，则利用欧拉旋转原理对前台的引力方向进行旋转使得其和后台的引力方向重合，实现姿态的修正目的。该方法避免了测速姿态修正不完全可观带来的滤波发散问题，可以提高大动态飞行环境的惯性导航姿态精度，提高着陆指标。
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公开(公告)号：CN112066999B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010974504.9
申请日：2020-09-16
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，属于航天器自主导航技术领域，首先将本体坐标系下的着陆器速度和引力方向作为状态量，建立相应的系统状态方程，然后建立测速敏感器的测量方程，最后利用约束卡尔曼滤波技术实现对本体系下的速度和引力方向的实时估计。本发明方法利用卡尔曼滤波框架进行引力方向估计，可以通过滤波的方差对状态估计的收敛性进行判断。本发明方法不需要对历史时刻的观测量进行存储，计算量小，适宜星上计算。
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公开(公告)号：CN110531636B
公开(公告)日：2022-07-29
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：CN111637894B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202010350607.8
申请日：2020-04-28
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种定常系数陆标图像导航滤波方法，属于航天器导航技术领域，包括如下步骤：S10、根据上一个周期的探测器本体角速度测量、探测器本体非引力加速度测量，利用惯性导航进行外推，获得本周期的探测器估计位置、探测器估计速度、探测器姿态四元数；S20、根据陆标视线方向测量、已知的陆标惯性位置、探测器姿态四元数，确定探测器位置；S30、利用常系数增益矩阵，对S10中惯性导航外推的位置、速度进行滤波修正；然后转入S10。本发明降低了计算量、简化了滤波器设计、提高了导航系统的数值稳定性。
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公开(公告)号：CN111351483B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010245775.0
申请日：2020-03-31
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 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：CN110108298B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910324667.X
申请日：2019-04-22
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种前后台并行解算容错组合导航方法，步骤一、进行前台导航；在获得测距和测速信号后，直接与惯性外推得到的对应时刻对应波束方向的计算结果进行比对，残差满足检测阈值时，则认为波束测量结果有效；根据有效的残差进行闭环滤波修正惯性外推的位置和速度数据，得到前台导航值；步骤二、进行后台导航，得到导航结果，即位置和速度估计值；步骤三、将后台导航给出的导航结果与前台导航给出的导航结果相比对，如果两者之差超过预设阈值连续M个周期，则用后台导航得到的导航结果重置前台的导航结果，并将重置后的前台导航结果输出，M为预设周期数；否则，直接输出前台导航结果。本发明采用前后台并行运行两种不同组合导航的结构，将前后台方法结合起来，采用并行解算的方式，可以取长补短，提高组合导航的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN110723315B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910896581.4
申请日：2019-09-23
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种天体表面弹道式飞行探测的轨迹生成方法，涉及天体表面飞行探测器的轨迹设计领域；步骤一、在飞行器轨迹的竖直平面内建立二自由度运动模型；步骤二、将飞行器轨迹分成6个阶段；步骤三、设定各阶段在二自由度运动模型中的参数；步骤四、设定各飞行阶段的变段条件；步骤五、设定各飞行阶段的边界约束条件；步骤六、建立优化目标J的方程；步骤七、设定粒子群算法参数；步骤八、选取待优化参数；根据粒子群算法参数，采用粒子群优化方法对待优化参数进行优化；得到优化后参数；将优化后参数代入二自由度运动模型，得到初步轨迹；步骤九、对步骤八得到的初步轨迹，采用序列二次规划得到最终轨迹；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：CN108548541B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810205370.7
申请日：2018-03-13
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，(1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；(2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率相对标称量sref，Dref，的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；(3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；(4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；(5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率阻力加速度D，生成制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。
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