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公开(公告)号：CN110466806B
公开(公告)日：2020-09-18
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：CN110322061A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910562407.6
申请日：2019-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种适用于载荷凝视成像的多目标观测轨迹智能感知方法，首先建立航天器平台所需观测多目标点的聚类模型，然后基于得到的聚类模型建立观测轨迹感知优化模型，最后根据感知优化模型利用改进的智能蚁群算法进行求解得到最优观测轨迹。本发明方法与现有方法相比，充分考虑了载荷面阵凝视成像任务的特点，所建立的聚类模型能够在保证观测目标数量最多的前提下减少航天器平台的机动次数，另外本发明方法所得到的观测轨迹，充分考虑了时间窗口、航天器平台姿态机动能力等实际约束条件，更加符合工程实际需求。
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公开(公告)号：CN108333944A
公开(公告)日：2018-07-27
申请号：CN201810164240.3
申请日：2018-02-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及系统。其中，该方法包括如下步骤：(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。本发明解决了因CMG奇异问题导致卫星不能输出期望控制力矩、甚至影响飞行器性能指标实现的问题。
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公开(公告)号：CN105300406B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201510595879.3
申请日：2015-09-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 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：CN103955138B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410151609.9
申请日：2014-04-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/00
Abstract: 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法，适用于卫星在成像过程中三轴均具有主动旋转角速度时的姿态控制过程。传统的成像卫星姿态控制方法均只适用于卫星滚动和俯仰姿态接近于零的情况。而本发明方法在获取偏流角时，选取卫星当前目标姿态为参考基准，在偏流角的求解过程中首先求解了偏流角的增量，该增量相对于卫星当前时刻的偏航角而言，并将更新后的参考姿态矩阵作为姿态控制时的目标姿态矩阵，使得卫星姿态能够跟踪上目标姿态。本发明方法既能够满足动中成像对卫星姿态控制的需求，也可以用于传统卫星的成像过程姿态控制，使得卫星的姿态控制更加灵活。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103941741B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410174771.2
申请日：2014-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法，针对控制力矩陀螺群的控制问题，首先测量当前的框架角位置，并与标称框架角进行比较以求得两者偏差，根据偏差设计回标称框架角的低速框架指令。然后将得到的回标称框架角控制指令投影到控制力矩陀螺框架运动的零空间。最后，通过与传统的基于Jcobian矩阵求解低速框架角速度指令的方法及奇异规避的方法相结合，得到最终的控制力矩陀螺框架角速度的控制量。本发明方法能够保证在不对星体姿态产生影响的条件下，使得控制力矩陀螺顺利回归框架标称位置，从而使得控制力矩陀螺保持良好的构型，非常适合于有外扰作用或多轴大角度机动卫星的控制系统。
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公开(公告)号：CN103955138A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410151609.9
申请日：2014-04-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/00
Abstract: 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法，适用于卫星在成像过程中三轴均具有主动旋转角速度时的姿态控制过程。传统的成像卫星姿态控制方法均只适用于卫星滚动和俯仰姿态接近于零的情况。而本发明方法在获取偏流角时，选取卫星当前目标姿态为参考基准，在偏流角的求解过程中首先求解了偏流角的增量，该增量相对于卫星当前时刻的偏航角而言，并将更新后的参考姿态矩阵作为姿态控制时的目标姿态矩阵，使得卫星姿态能够跟踪上目标姿态。本发明方法既能够满足动中成像对卫星姿态控制的需求，也可以用于传统卫星的成像过程姿态控制，使得卫星的姿态控制更加灵活。
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公开(公告)号：CN110562490B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910704183.8
申请日：2019-07-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种轨道注入参数正确性在轨自主诊断方法，包括步骤如下：(1)将卫星接收到的地面站发送的新轨道注入参数赋值到新轨道注入参数值σI中；(2)计算新轨道注入参数值σI和正在使用的轨道注入参数值σ的一致性误差；(3)根据步骤(2)中的计算结果，进行轨道注入参数正确性判断，并将轨道注入参数正确性标志通过遥测下传反馈给地面装置；(4)根据接收到的轨道注入参数正确性标志进行轨道外推。本发明的方法由卫星在轨自主执行，避免了人工操作的弊端，很好地解决了轨道注入参数正确性自主诊断的问题。
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公开(公告)号：CN108897239B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201810714038.3
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种航天器两级姿态控制模拟系统，用于验证航天器“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制技术。验证系统包括：星体、载荷模拟器、主动指向平台、星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路；星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路均包括：控制单元、执行机构、测量单元；星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路通过平台连接；主动指向平台为载荷模拟器二级控制回路提供主动控制力；载荷模拟器通过主动指向平台将主动控制力的反作用力传递给星体一级控制回路。本发明构建的航天器两级姿态控制模拟系统可验证三超平台航天器多级复合控制技术以及控制性能指标。
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公开(公告)号：CN110411438A
公开(公告)日：2019-11-05
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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