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公开(公告)号：CN117633401A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311502673.2
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开一种快速高精度卫星导航数据外推方法与系统。本方法首先计算每个导航周期的速度增量，然后在每个导航周期计算并记录所有导航周期速度增量一重累加结果和二重累加结果，并依据记录的所有导航周期速度增量一重累加结果和二重累加结果，计算卫星导航数据外推时长所对应速度增量的一重累加结果和二重累加结果，最后将卫星导航数据外推到当前时刻。本发明解决了空间飞行器速度修正期间因轨控发动机开机带来加速度无法准确计算致使无法进行惯性+卫星组合导航的问题，实现了飞行全程组合导航，该方法计算量小，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN109000666A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810568065.4
申请日：2018-06-05
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统，所述方法包括以下步骤：S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。本发明解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题。
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公开(公告)号：CN108983799A
公开(公告)日：2018-12-11
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：CN110108162B
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN201910524976.1
申请日：2019-06-18
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种运动平台远距自动投掷的落点修正制导控制方法，所述方法包括：S1、分别获取飞行器相对期望落点的相对位置和相对速度；S2、利用所述相对位置和所述相对速度构建描述落点精度的评价函数；S3、基于所述评价函数设计制导控制律，利用所述制导控制律对所述评价函数进行衰减以实现对投掷的落点进行修正。利用本发明公开的落点修正制导控制方法，可以实现在投掷前仅需进行小量计算便可完成对落点的判断，同时能够提高运动平台远距自动投掷的落点精度。
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公开(公告)号：CN112596532A
公开(公告)日：2021-04-02
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：CN110160530A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910524963.4
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四元数的航天器姿态滤波方法，所述方法包括：S1、获取航天器在初始时刻T0的四元数姿态；S2、基于航天器在Tn-1时刻的四元数姿态和Tn时刻的运动角速度获取其在Tn时刻的预估姿态，n为正整数；S3、利用姿态确定设备测量航天器在Tn时刻的姿态信息，获取航天器在Tn时刻的测量姿态；S4、计算在Tn时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到Tn时刻四元数姿态。
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公开(公告)号：CN109186614A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811220981.5
申请日：2018-10-19
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。本发明能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。
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公开(公告)号：CN108657466A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810461584.0
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种冲量等效喷气控制系统及控制方法，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。本发明提供的冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。
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公开(公告)号：CN117973725A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311508811.8
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: G06Q10/0631 , G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器对典型地貌在轨临边观测的规划方法。本方法从规划开始时刻出发，在J2000地心赤道旋转坐标系下遍历空间飞行器每一个位置，若此时指定典型地貌点被太阳照亮且与空间飞行器的地心夹角与期望地心夹角相等，则停止规划，选定此时、此位置为空间飞行器临边观测时刻及临边观测位置，并给出临边观测所需采用的轨道坐标系指令姿态角。本发明解决了已知规划开始时刻及此时空间飞行器在J2000地心赤道惯性坐标系下位置速度、指定典型地貌点的经度和地理纬度，规划出何时采用何种指令姿态可对指定典型地貌点进行在轨临边观测的问题。
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