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公开(公告)号：CN103235516B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201310121562.7
申请日：2013-04-09
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B17/00
摘要： 本发明公开了一种多功能星敏模拟器，包括接收指令处理模块、状态设置模块、程序注入模块和数据回复模块；接收指令处理模块接收外部的星载控制计算机发出的数据指令，分类后分别对应送至状态设置模块、程序注入模块和数据回复模块进行处理，真实的模拟了真实星敏在轨的工作。本发明针对目前卫星系统验证中没有带有时延和注入功能的数字星模模拟器的问题，设计了一种带有注入和时延特点的多功能星敏模拟器，用于卫星控制分系统和整星的系统闭环测试，是以往从未采用过的工程试验模拟技术。
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公开(公告)号：CN103235516A
公开(公告)日：2013-08-07
申请号：CN201310121562.7
申请日：2013-04-09
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B17/00
摘要： 本发明公开了一种多功能星敏模拟器，包括接收指令处理模块、状态设置模块、程序注入模块和数据回复模块；接收指令处理模块接收外部的星载控制计算机发出的数据指令，分类后分别对应送至状态设置模块、程序注入模块和数据回复模块进行处理，真实的模拟了真实星敏在轨的工作。本发明针对目前卫星系统验证中没有带有时延和注入功能的数字星模模拟器的问题，设计了一种带有注入和时延特点的多功能星敏模拟器，用于卫星控制分系统和整星的系统闭环测试，是以往从未采用过的工程试验模拟技术。
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公开(公告)号：CN103941739B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410151622.4
申请日：2014-04-15
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种基于多项式的卫星姿态机动方法，其中卫星姿态起始时刻的姿态角、角速度和角加速度均可任意，同时卫星机动结束时刻的姿态角、角速度和角加速度也可以任意指定。本发明方法能够保证将卫星姿态在指定时刻导引至目标值，并保证机动全路径的平稳性。同时，末端平滑技术的使用还能保证卫星机动结束时刻的姿态角速度和角加速度均能平滑过渡，保证了机动结束时刻卫星的姿态控制误差较小，从而保证了机动结束时的性能。本发明方法特别适用于敏捷卫星进行动中成像观测、目标跟踪等机动任务的状态建立阶段，易于满足机动到位即稳定的要求。
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公开(公告)号：CN103279122A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310177595.3
申请日：2013-05-14
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 本发明为一种卫星控制系统测试环境构建方法，首先对待测卫星控制系统的组成部件进行分类，建立各部件的标准化模型并进行模块化封装；而后将各标准化模型中的输入、输出接口按照各自的信号类型分类，并统计出单个部件模型的各类信号的数量；按照不同卫星控制系统可能用到的部件类型、数量进行测试设备硬件接口的最大化数量配置；最后将测试设备的硬件接口信号与模块化模型进行固联，并且将部件模型与动力学模型固联，形成闭环。本发明改变了“一星一定制”的卫星控制系统测试环境建立现状，加快了研制进度、通过模块化、规范接口，提升了测试环境建立效率，方便使用，节约了人力、物力、时间成本。
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公开(公告)号：CN103217982A
公开(公告)日：2013-07-24
申请号：CN201310055543.9
申请日：2013-02-21
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明公开了一种基于轮控模式的轨道控制方法，本发明针对太阳同步轨道卫星高精度轨道冻结的特点，在轨道控制中采用双频GPS和DORIS定轨+高精度星敏定姿+高精度轮控的控制方法，提高了卫星轨道控制精度，实现卫星的高精度轨道冻结任务，是以往从未采用过的卫星轨道控制方法。从2011年开始，本发明已经成功应用于多颗太阳同步轨道卫星的轨道控制，轨道控制精度达到世界先进水平，取得了良好的效果。
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公开(公告)号：CN118826840A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411051983.1
申请日：2024-08-01
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： H04B7/185
摘要： 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种卫星微振动测量数据的下传方法、装置、电子设备及介质。方法包括：每隔第一时间间隔，基于陀螺敏感器对目标卫星进行测量，以得到预设带宽内的第一数据；所述第一数据包括所述目标卫星的角速度信息，所述预设带宽包含当前时刻的目标频段；基于所述陀螺敏感器滤除所述第一数据中除所述目标频段之外的数据，得到第二数据；按照预设的规则将所述第一数据和所述第二数据发送至星上计算机；基于所述星上计算机将所述第二数据下传至地面设备。本申请，可以将用于确定卫星微振动特性的相关数据快速下传至地面设备，确定出更加准确的微振动特性。
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公开(公告)号：CN117723049A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202410031748.1
申请日：2024-01-09
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C21/02
摘要： 本发明涉及航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种多探头星敏感器测量系统使用方法，包括：获取来自地面的设置指令；星敏感器线路设置测量基准标志；星敏感器线路分别基于各探头拍摄的星图解算姿态向量，并通过融合星图解算融合姿态向量；星敏感器线路向姿轨控计算机输出数据；姿轨控计算机确定选定的融合基准在卫星本体系下的安装矩阵以及融合基准与各探头之间的三轴标称夹角；姿轨控计算机解算实测的融合基准与各探头之间的三轴实测夹角；姿轨控计算机分组对应比较标称夹角与实测夹角，并根据预设阈值进行判断；若存在任一组夹角数值偏差超过预设阈值，则判定融合姿态向量无效，否则输出融合姿态向量及安装矩阵。本发明能够提高系统安全性。
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公开(公告)号：CN103116546B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201310055556.6
申请日：2013-02-21
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G06F11/36
摘要： 本发明公开了一种卫星在轨大规模程序修改的自动验证系统，针对在轨大规模程序修改量大，人工比对效率低、可靠性低的问题分析，本发明提出了一种在轨大规模程序修改的地面自动验证系统，将待修改的程序自动分割成符合在轨注入要求的程序块，将程序块注入星载计算机后，再从星载计算机的内存中下卸程序块，最后将下卸的修改程序内容与待修改的程序块进行比对，由此来验证注入过程中程序修改的正确性，这种方法大大提高了程序修改验证的效率和可靠性，为海洋二号卫星在轨抢救工作提供了有力的地面支持，卫星在轨抢救节省了宝贵时间，提供的程序修改块100%正确。
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公开(公告)号：CN117799862A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202410031765.5
申请日：2024-01-09
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明涉及航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种基于夹角监测星敏感器的载荷姿态确定方法及装置，其中方法包括：获取在地阶段的基准镜坐标系与星敏感器测量坐标系之间、中央棱镜坐标系与基准镜坐标系之间，以及中央棱镜坐标系与星敏感器监测坐标系之间的角度转换关系；获取在轨阶段的中央棱镜坐标系与星敏感器监测坐标系之间，以及星敏感器测量坐标系与J2000坐标系之间的角度转换关系；结合星敏感器测量坐标系与星敏感器监测坐标系之间的对应关系，确定在轨阶段中央棱镜坐标系与J2000坐标系之间的角度转换关系。本发明能够获得高精度载荷指向。
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公开(公告)号：CN104062976B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410256156.6
申请日：2014-06-10
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，根据控制系统执行机构的力矩和角动量提供能力，设计了经历加速、匀速和减速三个过程的姿态机动路径，在加速和减速过程中，均保证角加速度的导数为标准正弦曲线，保证了整个机动过程中的力矩输出不仅连续，且一阶导数连续，使得整个机动过程力矩输出的平稳变化，姿态机动过程中对挠性模态的激发作用小。在飞行器姿态机动到位后，由于挠性模态振动幅值较小，所以飞行器的姿态能够迅速稳定，从而实现了快速机动快速稳定控制。本方法特别适用于挠性模态耦合严重的飞行器进行快速机动控制，能够实现快速稳定的控制需求。
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