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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：CN108846504B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201810514486.9
申请日：2018-05-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种超敏捷卫星区域多点目标任务优化方法及系统，本发明能够保证对目标点的快速高效筛选，形成优化的区域内多点目标任务集合。在确定的任务执行区间内，采用综合最佳分辨率、最大能源获取能力等因素的加权平均方法确定最佳成像时间点，保证成像任务的最佳质量。为了保证任务冲突问题的高效解决，引入性价比判断原则，进行优先级序，保证高优先级任务的有效执行。在区域内重叠任务的解决，采用了兼顾了两个目标点之间姿态机动角度最小和先可见的任务优先观测的迭代排序方法，有效地保证任务的高效执行。本发明特别适用于面向超敏捷卫星的区域内多点目标成像任务的星上规划，能有高效完成任务筛选，冲突解决等关键问题。
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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：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：CN108801270B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810588771.5
申请日：2018-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，步骤为：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值；(4)无测量值时，建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)有测量值时，采用导星敏感器的测量值qfm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110597274A
公开(公告)日：2019-12-20
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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公开(公告)号：CN110466806A
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201910673592.6
申请日：2019-07-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明涉及一种使用CMG控制卫星姿态的方法，该方法通过设计CMG的操纵律获得卫星姿态控制力矩，从而对卫星的姿态进行控制，属于卫星姿态控制技术领域，CMG为控制力矩陀螺。本发明通过将导致CMG三轴合成零动量的可用角动量包络严重畸形的多余角动量设置为三轴合成的偏置动量，使得CMG组合的可用角动量包络除偏置角动量方向外其余都分布比较平均，保证CMG控制的姿态机动在更多方向上都能正常完成。
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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
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 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：CN105045270B
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201510336764.2
申请日：2015-06-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于振动补偿与状态反馈的刚柔系统姿态控制方法，该方法直接利用挠性振动的动态测量信息，在中心刚体的姿态控制器中对振动影响进行补偿与反馈控制，不需要在挠性附件上安装执行器。为了克服常规PID控制难以适应被控对象参数不准或变化的情形，而一般自适应控制存在确保稳态性能与依赖持续激励之间的内在冲突，本发明的状态反馈控制参数随估计状态变化而变化，对变化的系统和环境仍然能保持较好的稳态性能指标，特别适合挠性影响较大但又要求高稳定性能指标的卫星的姿态控制。
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公开(公告)号：CN106525073A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610856114.5
申请日：2016-09-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/005
Abstract: 本发明涉及一种基于三轴转台的惯性空间陀螺标定试验方法，能够在使用三轴转台提供陀螺组件姿态转动的同时根据三轴转台三个旋转轴的实时转角输出计算地球自转角速度的补偿量，从而消除了地球自转对陀螺测量输出的影响，保证了陀螺标定算法所需的惯性空间恒定角速度。同时，本发明方法根据三轴转台的三个旋转轴附带转动特性定义了其三个旋转轴的转动顺序规则和初始零位与大地水平坐标系重合的三轴转台本体坐标系和参考惯性坐标系，为试验中根据陀螺输出确定惯性系角度增量和根据三轴转台三个旋转轴的转角输出确定惯性系姿态提供了参考基准。本发明方法可显著提高地面陀螺标定试验的精度，能够保证地面对陀螺组件进行有效的标定和试验结果验证，可为在轨卫星开展相关标定试验建立良好基础，并提高陀螺姿态确定精度。
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