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公开(公告)号：CN108953487B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810886705.6
申请日：2018-08-06
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种一体式双向隔振器，包括中套筒、隔振弹簧、外套筒、第一金属橡胶环、第二金属橡胶环和底座；所述中套筒套在隔振弹簧上，所述中套筒套与隔振弹簧连接；所述中套筒的外表面设有凸缘，所述第一金属橡胶环紧贴中套筒的外表面和凸缘的一侧安装，所述第二金属橡胶环紧贴中套筒的外表面和凸缘的另一侧安装；将所述中套筒、隔振弹簧、第一金属橡胶环、第二金属橡胶环作为一个整体，外套筒套装在所述整体上，所述外套筒和底座连接；所述隔振弹簧和底座连接；所述第一金属橡胶环靠近外套筒的两个侧面与外套筒之间留有间隙；所述第二金属橡胶环靠近底座的侧面与底座之间留有间隙；所述第二金属橡胶环靠近外套筒的侧面与外套筒之间留有间隙。
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公开(公告)号：CN108871312A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810744597.9
申请日：2018-07-09
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种重力梯度仪及星敏感器的联合定姿方法，建立角加速度测量模型，并基于卫星动力学方程，在重力梯度仪采样周期的时间区间内，由重力梯度仪测量值确定角速度增量。由重力梯度仪测量的角加速度经过积分得到角速度，并进一步确定采样周期的时间区间内的姿态角增量，从而得到姿态角预测值。建立重力梯度仪(差模)和星敏感器定姿算法的状态预测公式。利用星敏感器的测量来修正卫星本体相对惯性系的姿态四元素，得到相应的姿态四元素、姿态角速度及加速度计漂移的滤波估计值。利用轨道计算，得到卫星本体相对惯性系目标四元素，以星体四元数与目标四元数之差作为控制器输入。
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公开(公告)号：CN108427427A
公开(公告)日：2018-08-21
申请号：CN201810220710.3
申请日：2018-03-16
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，首先根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标，得到卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标，进而得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量，最后计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角，对卫星指向目标矢量进行优化，根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。
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公开(公告)号：CN105300406A
公开(公告)日：2016-02-03
申请号：CN201510595879.3
申请日：2015-09-17
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
CPC分类号： G01C25/005
摘要： 本发明一种基于平衡方程等价性的陀螺故障诊断方法，公开了一种适用于航天器陀螺故障诊断方法，首先将具有冗余测量的5个陀螺以四个陀螺为一组合形成5个陀螺组，并在每一陀螺组中任意选择一组平衡方程计算其平衡方程系数及平衡方程误差；然后，针对每组陀螺根据其平衡方程系数计算得到与构型相关参量，并将该参量与设定的故障阈值的乘积作为故障判断依据值；最后，将每组陀螺的平衡方程误差与其计算故障判断依据值进行比较，根据所有陀螺组比较结果对故障陀螺进行定位。本发明基于陀螺组平衡方程之间的等价性结论，以算法最小计算量基础上实现了陀螺故障准确诊断效果，同时对故障判断阈值给出了明确的选取原则，具有很强的工程可操作和可实现性。
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公开(公告)号：CN102937450B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201210433775.9
申请日：2012-10-31
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 本发明公开了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方法，包括以下步骤：(1)确定卫星初始姿态，所述初始姿态利用起始点t0时刻卫星本体相对惯性系的四元数为q0表示；(2)估计卫星的陀螺常值漂移，分别获得所述陀螺在俯仰、偏航、滚动方向上的常值漂移值；(3)根据所述初始姿态和所述常值偏移值确定卫星的相对姿态，所述卫星的相对姿态在每个姿态确定周期中，采用前一个周期卫星的相对姿态和本周期内角度增量累加的方式获得。该方法利用陀螺短时间内精度较高、漂移变化较小、起始点定姿精度较高的特点，实现对卫星相对姿态的高精度测量。
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公开(公告)号：CN103950556A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410163314.3
申请日：2014-04-22
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/28
摘要： 本发明公开了一种控制力矩陀螺替代动量轮的卫星稳态控制方法。当正常工作的动量轮数量为三个时，传统方式下动量轮只能以角动量过零方式工作实现姿态稳定控制，此时控制精度有所下降。针对这一问题，本发明提出了将备份控制力矩陀螺高速转子作为角动量固定动量轮使用，通过转动低速框架角提供某一方向的固定偏置角动量，使得剩余三个动量轮可以工作在偏置状态，从而使系统进入以备份控制力矩陀螺高速转子和三个工作在偏置角动量状态的动量轮组成的零动量控制系统的稳态控制模式，避免动量轮过零使用的精度损失问题。该方法使冷备份控制力矩陀螺兼顾了侧摆机动和稳态控制的备份作用，提高了该类卫星执行机构在轨使用的可靠性。
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公开(公告)号：CN103112602B
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310035341.8
申请日：2013-01-30
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明公开了一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法；对于推力器工作正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第一角动量阈值，当大于第一角动量阈值时，用该轴的推力器进行喷气控制以便对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载；否则，采用动量轮控制律计算该轴的动量轮控制力矩；对于推力器工作不正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第二角动量阈值，当大于第二角动量阈值时，则置该轴的姿态角和姿态角速率为零，并根据动量轮控制律计算该的轴的动量轮控制力矩；否则按实际的工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率计算该轴的动量轮控制力矩。本发明方法简单有效，能够实现航天器成功接入动量轮控制。
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公开(公告)号：CN103112603A
公开(公告)日：2013-05-22
申请号：CN201310036382.9
申请日：2013-01-30
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，包括以下步骤：（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴；（2）确定欠驱动轴和正常轴；（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和；（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制；（5）确定并更新初始姿态四元数；（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。本发明解决了某通道丧失喷气控制能力的欠驱动卫星恢复正常姿态的问题。
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公开(公告)号：CN102937450A
公开(公告)日：2013-02-20
申请号：CN201210433775.9
申请日：2012-10-31
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 本发明公开了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方法，包括以下步骤：(1)确定卫星初始姿态，所述初始姿态利用起始点t0时刻卫星本体相对惯性系的四元数为q0表示；(2)估计卫星的陀螺常值漂移，分别获得所述陀螺在俯仰、偏航、滚动方向上的常值漂移值；(3)根据所述初始姿态和所述常值偏移值确定卫星的相对姿态，所述卫星的相对姿态在每个姿态确定周期中，采用前一个周期卫星的相对姿态和本周期内角度增量累加的方式获得。该方法利用陀螺短时间内精度较高、漂移变化较小、起始点定姿精度较高的特点，实现对卫星相对姿态的高精度测量。
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