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公开(公告)号：CN117705155A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311708614.0
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种任意构型陀螺在线自诊断优化方法及装置。方法包括：按照组合的方式从陀螺敏感器第一数量的陀螺中确定多个陀螺组；遍历陀螺组，针对遍历到的每个陀螺组，均判断该陀螺组中的三个陀螺之间是否奇异；若是，则不对该陀螺组进行处理，并遍历下一个陀螺组；若否，则依次遍历第一数量的陀螺中除该陀螺组之外的其它陀螺，且针对遍历到的每个陀螺，均构建该陀螺和该陀螺组中三个陀螺的平衡方程，基于该平衡方程对该陀螺和该陀螺组中的三个陀螺进行打分，记录并累加每个陀螺的得分；遍历完除该陀螺组之外的每个陀螺后，遍历下一个陀螺组；将总得分低于预设值的陀螺确定为待诊断陀螺。本发明可以对任意构型的陀螺进行在线诊断，通用性强。
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公开(公告)号：CN117446208A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311703306.9
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航天器姿态轨道控制技术领域，特别涉及一种共面安装电推力器的自主位置保持控制方法和装置。方法包括：当接收到自主位置保持控制指令时，基于当前星时和预先确定的位置保持控制周期，确定位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量；基于位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量，确定位置保持控制周期内的总点火时长，以确定每一个操作日对应的点火时长；基于位置保持控制周期内的轨道倾角矢量变化量，确定点火点赤经；基于每一个操作日对应的点火时长和点火点赤经，利用共面安装电推力器在每一个操作日内自主进行位置保持控制。本方案可以预测多天的位置保持参数，且计算简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN114019992A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111175986.2
申请日：2021-10-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，属于航天器姿态轨道控制领域。步骤包括：(1)记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；(2)计算喷气输出轴；(3)姿控推力器分配；(4)计算分时解耦干扰力矩；(5)计算干扰前馈补偿量；(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。本发明所涉及的推力器力矩输出分时调制方法，针对推力器输出耦合问题，采用分时调制方式，实现三轴喷气输出力矩解耦，减小了非期望输出轴的干扰力矩。
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公开(公告)号：CN111637901B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010351844.6
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种基于非齐次方程解的多陀螺故障诊断与重构方法，适用于多个陀螺测量的航天器。本发明是针对m个陀螺描述的一般性非齐次方程组进行解算，该方程组含有3个未知量和m个方程，通过等价变换，将得到由m个陀螺测量值描述的卫星3轴角速度以及m‑3组陀螺关联方程。通过对陀螺的关联方程进行处理，不仅可以快速实现对多个陀螺的故障定位，而且还可以同时规避多个问题陀螺实现陀螺组快速自重构设计。本发明的方法给出了多陀螺异常定位与重构的通用设计方法，应用范围广泛，适用于各型号卫星的陀螺自主异常定位与重构设计。
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公开(公告)号：CN109460049B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN201811354941.X
申请日：2018-11-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，首先建立J2000地心惯性系、J2000准惯性坐标系、卫星本体坐标系、东南地坐标系、轨道坐标系，然后测量计算得到各个坐标系之间的转换矩阵，并计算地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态，最后计算当前三轴目标姿态、目标三轴目标姿态的差，并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性，具有很好的使用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113447043A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110558203.2
申请日：2021-05-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出本一种基于GNSS的卫星天文导航系统误差自主标定方法及系统，在满足自主天文导航系统需求的地球中心方向测量基础上，可在直接采用GNSS定轨数据的同时，利用这些高精度定轨数据，对天文导航测量系统中因安装、热交变等引起的系统误差进行实时标定。本发明提出的标定方法可自主运行，利用不同类型自主导航系统的优势和特点，通过误差标定保证了天文导航方法单独运行的精度，提高了导航系统的可靠性和适应性，标定方法也简单易行，具有较高的工程指导意义和实用价值。
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公开(公告)号：CN109466809B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201811436272.0
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明一种可配置可组装的挠性模拟器，包括变刚度主结构单元、气浮辅助支撑装置、质量承载装置和可配置质量单元；变刚度主结构单元链接组装体，在组装体末端放置质量承载装置，将可配置质量单元放置在承载装置上，形成主结构，用于对质量大小进行调整；气浮辅助支撑装置用来对主结构进行辅助支撑，使之运行在光滑水平的平台上。该设备是可重复利用的，还可根据挠性体的复杂程度进一步扩展组装结构单元，目前，QS‑3、TT‑1、高轨SAR等卫星的物理仿真试验均使用了该套模拟器。
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公开(公告)号：CN111240208A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010153197.8
申请日：2020-03-06
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种面向航天器执行机构故障的容错控制方法，首先考虑航天器系统的性能设计了标称控制器K0，使得闭环控制系统具有良好的响应特性；然后，考虑系统的故障影响设计了鲁棒控制器K1，使得闭环控制系统在故障时仍能确保稳定；最后，基于GIMC(Generalized Internal Model Control)控制器架构将K0和K1进行合成，得到容错控制器Q。本发明方法与现有方法相比，使得航天器能够在无故障时保持良好的动态性能，同时在执行机构故障时具有良好的容错能力，并且所设计的控制方法和系统结构形式简单、设计流程简洁、便于在轨实施。
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公开(公告)号：CN109460049A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811354941.X
申请日：2018-11-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，首先建立J2000地心惯性系、J2000准惯性坐标系、卫星本体坐标系、东南地坐标系、轨道坐标系，然后测量计算得到各个坐标系之间的转换矩阵，并计算地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态，最后计算当前三轴目标姿态、目标三轴目标姿态的差，并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性，具有很好的使用价值。
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公开(公告)号：CN109144085A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201811074299.X
申请日：2018-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统，该特征结构配置方法设计的控制器能够为控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，而后根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数。本发明方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本发明一致，进而令闭环系统具有相似的运动特性。经过带有大挠性结构不确定航天器在轨验证表明，不仅具有较强收敛鲁棒稳定性，而且能够确保在轨长期运行中保持高精度指向任务需求，进而提高系统的可靠性。
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