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公开(公告)号：CN103760908A
公开(公告)日：2014-04-30
申请号：CN201410003688.9
申请日：2014-01-03
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 一种巡视器闭环跟踪控制方法，巡视器接收并解析地面发送的指令，根据指令内容进入位置闭环控制或者位置及航向闭环控制或者路径跟踪控制流程；本发明通过一次性给定闭环控制目标点并定周期执行位置控制，巡视器即可实现持续朝向目标点运动；通过一次性给定闭环控制目标点及期望偏航姿态并定周期执行位置与航向闭环控制，巡视器即可实现持续朝向目标点运动，且最终以期望的偏航方向接近目标点；通过定周期执行闭环跟踪目标点选取和位置与航向闭环控制，巡视器即可实现持续跟踪期望的规划路径。
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公开(公告)号：CN103754259A
公开(公告)日：2014-04-30
申请号：CN201410003555.1
申请日：2014-01-03
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B62D6/00
摘要： 本发明涉及一种基于运动学的巡视器轮系协调控制方法，该巡视器轮系包括两个前轮、两个后轮和两个中轮共六个轮子，其中两个前轮和两个后轮均为转向轮，该六个轮子在同一个平面上或不在同一个平面上，具体步骤如下：（1）、分别计算巡视器轮系中两个前轮和两个后轮的转向角，具体为首先计算转向轮的速度和位置使速度与位置互相垂直，从而求得转向角（2）求解巡视器轮系中六个轮子的速度并对速度进行调节，该方法使得巡视器在非平面地形下，仍能够最大限度地确保轮系运动的协调性，有效降低转向轮转角调节过程中由于转角误差过大给整器带来的非协调性负面影响，且适用各种复杂地形，具有良好的行走表现，实用性强。
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公开(公告)号：CN103699131A
公开(公告)日：2014-04-02
申请号：CN201310738851.1
申请日：2013-12-26
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种卫星控制系统离散积分滑模容错控制方法，基于卫星的离散线性系统模型设计离散积分滑模控制器，控制器的虚拟控制律为通过故障诊断和参数辨识获得执行机构健康因子W；根据控制量vk和执行机构健康因子W采用基于力矩可达集的直接分配方法获得每个执行机构的控制力矩uk；所述基于力矩可达集的直接分配方法将可达集表面按照表面法向量和目标向量之间的夹角由小到大的顺序排列。本发明方法能够有效的在线处理含健康因子不准确、多故障和多种不确定性同时存在的卫星姿态控制问题。
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公开(公告)号：CN102880183A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210388527.7
申请日：2012-10-15
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明公开了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，当星体处于偏航机动模式时，控制力矩陀螺系统角动量管理的目标是使控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量的变化，使整星处于零动量状态。本发明针对偏航机动特点，根据控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。在偏航机动期间应用本方法，提高了磁卸载的效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。
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公开(公告)号：CN102880059A
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN201210388431.0
申请日：2012-10-15
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明公开了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。正弦偏航导引律的应用，在保证飞行器能源的同时，降低了原偏航机动模式对角动量交换装置容量的需求，为航天器减小角动量容量需求，降低控制系统重量提供了一种方法。
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公开(公告)号：CN102589526A
公开(公告)日：2012-07-18
申请号：CN201110441790.3
申请日：2011-12-23
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明公开了一种单基线非合作目标双目测量系统，包括单基线双目相机、主动照明系统和数据处理计算机，主动照明系统位于单基线双目相机的基线中垂线上，主动照明系统的照明发射张角大于等于单个相机的视场角，数据处理计算机对单基线双目相机的成像进行处理。本发明是一种非接触式的针对非合作目标的图像测量系统，针对完全非合作目标或者半合作目标的，被测量目标上没有安装合作的测量对象，通过双目相机的图像立体视觉原理进行特征点的提取和确认测量，可以降低交会对接的条件，适合于与完全未知的目标交会对接抓捕；本发明采用主动照明系统对非合作目标进行照明，以降低测量系统太阳杂光干扰和在无外界光源条件下的正常工作。
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公开(公告)号：CN102538819A
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201110409318.1
申请日：2011-12-08
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，双圆锥红外地球敏感器观测双弦宽地球模拟器，星敏感器观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中。姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，将卫星基准轨道姿态数据发送到控制计算机。控制计算机根据基准姿态轨道数据生成弦宽控制指令控制地球模拟器的弦宽大小，生成惯性四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化。导航计算机根据测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于双圆锥红外和星敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。
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公开(公告)号：CN118534929B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411010455.1
申请日：2024-07-26
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
摘要： 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种兼顾测控的航天器自主轨控方法及装置。方法包括：获取上注轨控指令和航天器当前所处的轨道平均倾角；其中，上注轨控指令包括目标轨道的高度、测控站的经纬度以及轨控首脉冲的最长等待时间；根据测控站的经纬度和轨道平均倾角，计算所述测控站对应的轨道纬度幅角；根据轨控首脉冲的最长等待时间、轨道纬度幅角、航天器的当前位置和速度，确定航天器的首脉冲执行中间点；基于首脉冲执行中间点，计算航天器的双脉冲执行开机时间，以使航天器从当前轨道向目标轨道自主变轨。本方案，能够使得航天器的轨控任务既能自主完成，也能保证地面监视需求。
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公开(公告)号：CN118534929A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202411010455.1
申请日：2024-07-26
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
摘要： 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种兼顾测控的航天器自主轨控方法及装置。方法包括：获取上注轨控指令和航天器当前所处的轨道平均倾角；其中，上注轨控指令包括目标轨道的高度、测控站的经纬度以及轨控首脉冲的最长等待时间；根据测控站的经纬度和轨道平均倾角，计算所述测控站对应的轨道纬度幅角；根据轨控首脉冲的最长等待时间、轨道纬度幅角、航天器的当前位置和速度，确定航天器的首脉冲执行中间点；基于首脉冲执行中间点，计算航天器的双脉冲执行开机时间，以使航天器从当前轨道向目标轨道自主变轨。本方案，能够使得航天器的轨控任务既能自主完成，也能保证地面监视需求。
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公开(公告)号：CN114771873B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202210302709.1
申请日：2022-03-24
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。
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