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公开(公告)号：CN111966963B
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202010599820.2
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种控制力矩陀螺组合奇异角动量快速分析方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明包括如下步骤：根据控制力矩陀螺框架角组合值计算对应的组合角动量值和构型矩阵值；根据构型矩阵值计算奇异值和准奇异特征值；根据构型矩阵值和准奇异特征值计算准奇异力矩方向；根据指定的指令力矩值计算力矩可实现度指标。根据框架角组合值快速计算潜在的指令力矩奇异方向，并且提供了一种直观的评价指标用于评估该框架角组合对指定的指令力矩的实现能力。该方法计算量小，无需矩阵求逆或LU分解等复杂求解过程，极适合于在轨实时计算及地面快速分析等实际需求。该方法很好地解决了控制力矩陀螺组合奇异角动量快速分析的问题。
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公开(公告)号：CN113946641A
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111101112.2
申请日：2021-09-18
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种林火区域判断方法，属于卫星姿态控制技术领域。该方法用于一种新型星载火点检测敏感器系统，在完成火点探测的同时计算得到火点的经纬度位置，同时明确该火点是否为森林火点，为国家森林防火单位提供最直接的火情信息。首先，针对新型火点敏感器规定了其与上位机之间的数据交互；其次，根据上位机计算得到的火点经纬度信息与系统预装的全球森林区域进行匹配，判断该火点是否处于森林区域，并给出火点位于境内或者境外。
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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：CN110411438B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910631059.3
申请日：2019-07-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于多星敏感器的自适应组合确定卫星姿态角的方法，属于航天器姿态确定与控制领域。首先根据地面评估结果确定星敏的优选顺序，精度较高的星敏感器或者夹角关系较好的星敏感器优先级高。其次，当高优先级的星敏感器无效，而低优先级星敏或星敏组合有效时，短时间内利用陀螺预估卫星姿态，高优先级星敏感器长时间无效再切换为低优先级星敏参与定姿。最后，当高优先级星敏组合有效时，则瞬时从低优先级星敏切换为高优先级星敏参与定姿。此方法实现了星敏定姿基准自适应组合定姿的目的，大大提高了姿态测量的精度。该算法已应用于多个在轨型号中。
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公开(公告)号：CN107885221B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201710940320.9
申请日：2017-10-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种航天器姿态机动与稳态控制的平稳切换方法，包括：(1)将航天器姿态机动过程划分为姿态快速调节阶段、过渡控制阶段和稳态控制阶段；(2)获取姿态快速调节阶段的控制参数和稳态控制阶段的控制参数；(3)将姿态快速调节阶段的终止时间和所述稳态控制阶段的起始时间分别作为过渡控制阶段的起始时间和终止时间，并预置在所述起始时间和终止时间内过渡控制阶段的比例系数极值和微分系数极值；(4)获取过渡控制阶段每一个时间点的比例系数，并且获取过渡控制阶段每一个时间点的微分系数；(5)根据过渡控制阶段每一个时间点的比例系数以及过渡控制阶段每一个时间点的微分系数，确定过渡控制阶段每一个时间点的期望控制力矩。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111966963A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010599820.2
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种控制力矩陀螺组合奇异角动量快速分析方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明包括如下步骤：根据控制力矩陀螺框架角组合值计算对应的组合角动量值和构型矩阵值；根据构型矩阵值计算奇异值和准奇异特征值；根据构型矩阵值和准奇异特征值计算准奇异力矩方向；根据指定的指令力矩值计算力矩可实现度指标。根据框架角组合值快速计算潜在的指令力矩奇异方向，并且提供了一种直观的评价指标用于评估该框架角组合对指定的指令力矩的实现能力。该方法计算量小，无需矩阵求逆或LU分解等复杂求解过程，极适合于在轨实时计算及地面快速分析等实际需求。该方法很好地解决了控制力矩陀螺组合奇异角动量快速分析的问题。
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公开(公告)号：CN110723316B
公开(公告)日：2020-09-18
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：CN110697085B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910872219.3
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种双SGCMG与磁力矩器组合的卫星控制方法，解算出两个非平行的SGCMG合成角动量为零所对应的标称框架角。其次，根据标称框架角构型，构造新的控制框架，从而实现将三维控制力矩指令空间分解为分别由SGCMG与磁力矩器来实现的两正交子空间，并根据SGCMG与磁力矩器输出力矩量级给出了不同的控制参数的选择方式。最后，根据不同子空间的控制指令，给出了SGCMG框架角速度指令与考虑磁卸载的磁力矩器控制磁矩求解公式。本发明解决了当控制力矩陀螺发生故障仅余两个可用时的系统姿态控制问题，以达到充分延长卫星使用寿命的目的。
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公开(公告)号：CN111637881A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010377586.9
申请日：2020-05-07
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于地表模型图的星下点地表属性预报方法，属于航天器姿态控制领域，首先预装地表模型图，地表模型图采用等间隔的经度条带，每一个条带给出该条带区域内为“境内或者陆地”的地理纬度上限和下限，以简化星上地表定位算法。其次星上自主预报目标t时刻星下点的地理经度L和地理纬度δ。最后根据预装的中国境内地图进行境内或者境外的预报，根据预装的陆地地图进行陆地或者海洋的预报。本发明方法解决了存储DEM数字高程模型数据存储量较大、搜索算法对软件计算要求较高的问题。
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公开(公告)号：CN110697085A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910872219.3
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种双SGCMG与磁力矩器组合的卫星控制方法，解算出两个非平行的SGCMG合成角动量为零所对应的标称框架角。其次，根据标称框架角构型，构造新的控制框架，从而实现将三维控制力矩指令空间分解为分别由SGCMG与磁力矩器来实现的两正交子空间，并根据SGCMG与磁力矩器输出力矩量级给出了不同的控制参数的选择方式。最后，根据不同子空间的控制指令，给出了SGCMG框架角速度指令与考虑磁卸载的磁力矩器控制磁矩求解公式。本发明解决了当控制力矩陀螺发生故障仅余两个可用时的系统姿态控制问题，以达到充分延长卫星使用寿命的目的。
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