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公开(公告)号：CN111891401B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202010600011.9
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质，属于航天器姿态控制技术领域，本发明方法包括：首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值；然后根据框架角偏差矢量长度的大小设置动态的回标称调整因子值使综合后的框架角速度在大框架角偏差时较大，而在小框架角偏差时取较小的数值。采用该方法很好地解决了卫星不影响正常控制的情况下CMG群框架角快速调整到标称位置的问题。本发明针对CMG群多冗余度情况，利用不同零空间向量组合以零运动方式实现CMG回标称高效性与快速性，解决了现有技术未解决的敏捷卫星控制力矩陀螺框架角快速回标称位置的问题。
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公开(公告)号：CN113934650A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111012575.1
申请日：2021-08-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F12/06 , G06F12/0877 , G06K9/62
Abstract: 一种基于CCSDS的1553B内存动态分配方法，针对传统被动内存管理方法存在的设计效率低、故障管理手段匮乏、在轨维护手段匮乏的问题，通过对CCSDS协议格式通用配置和1553B各子地址的复用配置，并对打包内容进行快速定制拼接发送，实现对本周期的各服务类型对应的消息按照协议约定进行组桢，能够对任意遥测子包通过遥测表配置快速排列组合放入指定的子地址中，解决了CCSDS协议下各型号遥测包打包和协议细节深度耦合，遥测打包效率低下的问题，具有通用化的优点。
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公开(公告)号：CN109269504B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201811241970.5
申请日：2018-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法，属于卫星姿态机动路径规划技术领域。该方法能够最大程度利用卫星或指向机构的执行能力，并且保证末端状态满足约束要求。本发明采用“预估‑校正”的机动规划迭代方法，从而实现对目标状态的动态规划。相比传统静态规划方法，采用本发明的方法可实现对从任意初始状态到具有动态末端约束的姿态的全路径规划，并且充分利用姿态或指向执行机构的输出能力，满足快速性和平滑性的要求。
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公开(公告)号：CN110127088B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201910368565.8
申请日：2019-05-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 本发明涉及一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法，属于卫星姿态控制技术领域。该方法针对磁卸载在地磁场方向刚满足卸载条件的轨道弧段附近磁控电压的频繁切换的问题，针对角动量误差以及地磁场矢量与角动量误差矢量夹角引入双滞环卸载策略，最后对卸载电压进行滤波平滑后输出，有效降低磁控力矩对卫星姿态稳定度的影响，实现了卫星的高稳定度姿态控制。相比传统磁卸载方法，采用本发明的方法可降低磁控力矩引起的卫星姿态角和角速度的波动，有效克服磁卸载对卫星的姿态稳定度产生的恶劣影响。
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公开(公告)号：CN110597274B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910872180.5
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种适应姿态重定向的SGCMG动态框架角速度确定方法，步骤包括：根据当前实时的n个SGCMG的框架角向量δ，确定n个SGCMG的合成角动量H、框架角运动方程的雅克比矩阵Jacob、SGCMG框架角偏离标称的距离Δδnorm；根据姿态重定向轨迹的特征时间参数和H、Jacob、Δδnorm，确定SGCMG框架角速度将所述SGCMG框架角速度作为框架角速度指令，控制SGCMG低速框架轴按照所述框架角速度指令转动，进行卫星姿态的姿态重定向。本发明方法根据姿态重定向运动规律，由机动过程不同阶段对SGCMG系统合成角动量、框架偏离标称构型距离等变化的不同目标需求，引入相应参数动态调整机制，优化姿态重定向方式下CMG操纵性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110597062B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910889119.1
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种控制力矩陀螺时延特性建模与补偿控制方法，适用于高分辨率对地观测等航天器具有敏捷机动与高稳定控制需求的领域。首先，建立了CMG框架角速度时延特性模型，并通过CMG不同框架角速度测试，辨识CMG的时延特性参数。在此基础上，设计了相应的时延特性补偿方法。闭环仿真结果表明：没有时延特性补偿，航天器姿态控制误差约在15″以内，角速度控制误差约在1.0×10‑3(°/s)以内；有时延特补偿控制，航天器姿态控制误差约在2″以内，角速度控制误差约在0.3×10‑3(°/s)以内。仿真结果验证了所设计的方法的正确性和先进性，提高了CMG框架角速度跟踪特性，从而提高了航天器姿态稳定度。
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公开(公告)号：CN110658837B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910889112.X
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种控制力矩陀螺故障情况下的平稳重构方法。遥感类卫星需具备大角度快速机动和快速进入稳定工作状态的控制能力，需具备在卫星成像时保持高的姿态指向精度和高稳定度的能力。为实现整星多轴快速姿态机动要求，卫星采用控制力矩陀螺(CMG)群及其相应控制算法。在卫星在轨运行期间，控制力矩陀螺可能出现故障，此时卫星无法完成姿态控制，需要卫星自主实现其余CMG组的平稳重构。针对该问题，本发明方法在某CMG故障后，首先由其余CMG组合自主重组标称框架角，并吸收故障CMG的角动量，实现了控制力矩陀螺故障后的姿态稳定控制，实现了新的CMG组合的平稳重构。
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公开(公告)号：CN110955255A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911055486.8
申请日：2019-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于CMG的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质，属于航天器姿态控制技术领域。本发明对轨控发动机工作的每个控制周期，首先根据本周期角速度采集信息和上周期控制信号进行干扰力矩新息计算，然后对干扰力矩估计进行滤波修正，并先后计算星体陀螺力矩、基于姿态角和角速度采集信息的反馈控制力矩，与干扰力矩估计组合计算CMG指令力矩，然后根据CMG构型实时解算伪逆操纵律将指令力矩转化为框架角速度机动指令。采用该方法很好地解决了高精度轨控姿态维持的问题。
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公开(公告)号：CN110723316A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910872892.7
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种SGCMG的框架角速度确定方法，包括步骤：1)根据n个SGCMG的构型及合成角动量，确定n个SGCMG构型的标称框架角向量；2)根据每个SGCMG的框架角，确定框架角运动方程的Jacob及框架角偏离标称的偏差；3)根据步骤2)确定的所述Jacob及框架角偏离标称的偏差，确定SGCMG框架角速度指令。本发明方法通过考虑框架角偏离标称的距离、框架角指令幅值及力矩输出偏差，具有姿态机动中奇异规避及机动后框架标称位置返回的能力，调和了CMG框架奇异规避与姿态控制力矩之间的矛盾，能够确保沿任意姿态机动高性能实现。
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公开(公告)号：CN110672121A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910888174.9
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种控制力矩陀螺框架动态响应测试方法及系统，步骤为：将高精度测力台固定在隔振地基上，将控制力矩陀螺固定在高精度测力台上，将控制力矩陀螺上位机的输出端与控制力矩陀螺的输入端连接，通过上位机实现对控制力矩陀螺不同转速的控制；将激光测振仪与隔振地基固定安装，调节激光测振仪的光轴，使光轴指向控制力矩陀螺低速框架的边缘。测力台的输出通过电荷放大器连接至数据采集器的输入端1；激光测振仪的输出连接至数据采集器的输入端2；数据采集器的输出端与数据采集上位机相连。
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