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公开(公告)号：CN119079147A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411006042.6
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种地球静止轨道卫星多脉冲高精度自主位置保持控制方法，包括：根据卫星的瞬时轨道要素，确定卫星的平均轨道要素；根据卫星的平均轨道要素，确定卫星轨道面内与面外的脉冲控制序列；根据卫星轨道面内与面外的脉冲控制序列，确定推力器的开关机逻辑；根据推力器的开关机逻辑，控制推力器开关，实现地球静止轨道卫星多脉冲高精度自主位置保持控制。通过本发明所述的方法实现了地球静止轨道卫星多脉冲高精度自主位置保持控制。
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公开(公告)号：CN110162070B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910403180.0
申请日：2019-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法，用于解决指令姿态角、指令姿态角速率受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划问题。本发明采用高阶平滑的权重函数连接姿态机动的首末状态，通过不等式缩放估计姿态机动需要的时间并满足指令姿态角速率、姿态角加速率幅值限制，通过根据微分关系生成姿态机动的指令姿态角速率和姿态角加速率，满足长时间间隔下末端自由边界约束条件。本发明较最优控制方法更易于星上代码实现，对于有同类机动需求的其它卫星也具有借鉴意义。
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公开(公告)号：CN115879280A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211449630.8
申请日：2022-11-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 双轴太阳帆板卫星在轨惯性特性与柔性模态频率计算方法，综合考虑卫星质量特征信息与柔性特征信息以及星体变构型信息的数据交互规律，关注卫星柔性动力学分析与控制系统设计中重点分析参数，根据卫星双轴太阳帆板驱动机构A、B轴转角的变化情况，以及卫星的惯性与柔性特征参数，计算卫星质心、转动惯量、非约束模态频率。同时，结合卫星挠性附件的阻尼，计算非约束模态复频率的变化情况，用于解决变构型卫星惯量特性参数与柔性特性参数计算分析的问题，为卫星柔性动力学分析与控制系统设计提供设计依据。
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公开(公告)号：CN115202198A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202211107245.5
申请日：2022-09-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供了一种动量轮组动态连续机动轨迹优选方法及装置，方法包括：获取待选的多组机动轨迹；将每一组机动轨迹分别输入至预设计算模型中，以使计算模型针对输入的每一组当前机动轨迹分别进行计算，通过将当前机动轨迹划分为多个离散时刻，计算动量轮组在每一个离散时刻的角动量矢量；并计算对应离散时刻的包络面距离，以判定当前机动轨迹是否为可行机动轨迹；若当前机动轨迹为可行机动轨迹，则输出该可行机动轨迹的机动角动量裕度；将可行机动轨迹中的最大机动角动量裕度所对应的机动轨迹，作为优选机动轨迹。本方案，能够实现角动量能力约束下动态连续机动轨迹的快速选择。
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公开(公告)号：CN110162070A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910403180.0
申请日：2019-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法，用于解决指令姿态角、指令姿态角速率受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划问题。本发明采用高阶平滑的权重函数连接姿态机动的首末状态，通过不等式缩放估计姿态机动需要的时间并满足指令姿态角速率、姿态角加速率幅值限制，通过根据微分关系生成姿态机动的指令姿态角速率和姿态角加速率，满足长时间间隔下末端自由边界约束条件。本发明较最优控制方法更易于星上代码实现，对于有同类机动需求的其它卫星也具有借鉴意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104729537A
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201510122691.7
申请日：2015-03-19
Applicant: 北京控制工程研究所
CPC classification number: G01C25/00 , G01C21/025
Abstract: 一种星敏感器低频误差在轨实时补偿方法，针对星敏感器受热变形等因素产生的低频误差，以成像有效载荷为姿态基准，通过观测得到星敏感器相对有效载荷的姿态变化，使用傅立叶级数进行拟合，在轨实时补偿星敏感器低频误差。实时补偿低频误差后，可提高卫星姿态确定精度，消除低频误差影响，有利于卫星高精度成像和图像定位。
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公开(公告)号：CN115202198B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211107245.5
申请日：2022-09-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供了一种动量轮组动态连续机动轨迹优选方法及装置，方法包括：获取待选的多组机动轨迹；将每一组机动轨迹分别输入至预设计算模型中，以使计算模型针对输入的每一组当前机动轨迹分别进行计算，通过将当前机动轨迹划分为多个离散时刻，计算动量轮组在每一个离散时刻的角动量矢量；并计算对应离散时刻的包络面距离，以判定当前机动轨迹是否为可行机动轨迹；若当前机动轨迹为可行机动轨迹，则输出该可行机动轨迹的机动角动量裕度；将可行机动轨迹中的最大机动角动量裕度所对应的机动轨迹，作为优选机动轨迹。本方案，能够实现角动量能力约束下动态连续机动轨迹的快速选择。
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公开(公告)号：CN106564622B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201610945636.2
申请日：2016-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出一种基于视线测量的同步轨道卫星相对倾角远距离修正方法，首先通过地面测控系统提供的绝对导航信息，对同步轨道卫星施加远程轨道控制，将同步轨道卫星导引至任务目标后方远距离的停泊点处；再通过光学敏感器的相对导航信息，以及地面测控系统提供的绝对导航信息，结合航天器相对轨道的典型运动特征，采用最小二乘方法拟合并预报视线方位角的变化情况；然后，结合停泊点处的标称距离，预报卫星与任务目标之间轨道面外的周期性相对运动；最后，在停泊点处通过对操作卫星施加轨道面外的速度脉冲控制，消除相对倾角引起的轨道面外的相对位置误差，避免发生任务目标因超出光学敏感器视场而丢失的情况，有利于卫星快速、准确地逼近任务目标。
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公开(公告)号：CN106017482B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201610619372.1
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于无迹递推的空间操作相对轨道控制误差计算方法，涉及分析空间操作任务中相对轨道控制误差的分布状况领域；针对初始位置、敏感器和执行机构等设计参数，分析空间操作任务中相对轨道控制误差的分布状况；该方法根据系统的维数进行确定性的采样，再通过无迹变换在时间域内对主要随机变量的均值和误差协方差矩阵进行递推式的处理。这一方法在数据处理量和处理时间方面优于基于蒙特卡洛计算的误差计算方法。同时，由于无迹变换只近似系统状态变量的高斯分布，而不是近似系统的非线性函数，该方法避免了求解解析的雅克比矩阵，较线性协方差计算方法更容易实现。
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公开(公告)号：CN118758290A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411006031.8
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器多头融合数据处理与滤波估计系统，包括：融合姿态数据处理模块，用于对多探头星敏感器输出的融合姿态四元数qFI进行处理，得到融合姿态数据；多探头星敏感器包括三个探头；融合姿态数据有效性判断模块，用于根据多探头星敏感器各探头输出的姿态数据，对融合姿态数据进行有效性判断，得到融合姿态数据有效性判断结果；新息计算模块，用于根据融合姿态数据有效性判断结果，计算得到滤波估计的新息；滤波估计模块，用于根据计算得到的滤波估计的新息，对卫星姿态进行滤波估计。通过本发明所述的星敏感器多头融合数据处理与滤波估计系统，解决了多头星敏感器融合姿态数据在轨使用的问题。
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