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公开(公告)号：CN112308374B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202011032997.0
申请日：2020-09-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G06Q10/0631
摘要： 本发明提出了一种基于多级队列的卫星自主任务规划指令序列执行方法，采用多级队列的方式，实现自主任务规划指令序列的动态执行管理。该方法首先利用指令缓冲区对一定时间范围内的待执行指令序列进行缓存，并根据应急任务指令实时更新指令缓冲区，动态调整待规划任务；其次设计指令规划区、指令执行区，并根据指令序列的时序要求和执行策略进行指令任务的规划和执行，确保指令不丢失、不覆盖，提高指令序列执行的连续性和稳定性，有效地保证了指令序列的执行可靠性、安全性。
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公开(公告)号：CN110658838B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN201910889120.4
申请日：2019-09-19
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法及系统，适用于具有航天器敏捷机动与快速稳定的领域。航天器三轴姿态敏捷机动要求其姿态控制方法具备灵活的机动角速度实时计算方法，更加合理充分的利用执行机构控制力矩陀螺的角动量包络。从而使航天器三轴机动角速度具备灵活调节能力。现有的航天器姿态角速度计算方法，严格限制了航天器机动的三轴姿态角速度，无法根据任务的需求动态调节敏捷机动角速度。针对此问题，提出了一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法，能够根据任务的需求，动态调节航天器三轴机动的角速度，实现航天器敏捷机动。
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公开(公告)号：CN110712769B
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN201910896597.5
申请日：2019-09-23
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/36
摘要： 本发明公开了一种基于CMG的无陀螺太阳定向控制方法，全过程仅利用CMG和太阳敏感器完成。首先，控制CMG转回标称位置，保证CMG群的合成角动量接近于零，此时星体的角速度也将相应减小。之后，利用01式太阳敏感器敏感太阳方位，利用CMG控制星体旋转进行太阳搜索。当太阳搜索成功后，实时计算对日轴与太阳矢量的夹角，利用CMG控制星体旋转，完成卫星稳定对日。本发明中太阳搜索和定向全过程不依赖陀螺测量信息，也不采用喷气控制，避免了陀螺故障太阳定向不成功，以及喷气控制对燃料的消耗，保证卫星能源安全。
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公开(公告)号：CN112308374A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011032997.0
申请日：2020-09-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G06Q10/06
摘要： 本发明提出了一种基于多级队列的卫星自主任务规划指令序列执行方法，采用多级队列的方式，实现自主任务规划指令序列的动态执行管理。该方法首先利用指令缓冲区对一定时间范围内的待执行指令序列进行缓存，并根据应急任务指令实时更新指令缓冲区，动态调整待规划任务；其次设计指令规划区、指令执行区，并根据指令序列的时序要求和执行策略进行指令任务的规划和执行，确保指令不丢失、不覆盖，提高指令序列执行的连续性和稳定性，有效地保证了指令序列的执行可靠性、安全性。
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公开(公告)号：CN107515611B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201710627164.0
申请日：2017-07-28
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种叠加型混合正弦机动路径规划方法，根据卫星快速机动任务需求，以执行机构的过零持续时间及过零后最大动态响应频率为约束，设计出因加速度不断变化而产生的多段叠加设计的机动路径角加速度曲线，在实现角加速度从零开始递增、又递减到零、保证角加速度灵活性的前提下，减小了挠性附件对卫星稳定度的影响，充分考虑了执行机构过零时动态性能不足和过零后动态响应带宽有约束的特性，避免了执行机构过零特性及响应带宽约束带来过大的在轨机动角度偏差，缩短机动到位后机动控制调节时间。
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公开(公告)号：CN110673617B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201910896594.1
申请日：2019-09-23
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明一种点对点姿态机动智能轨迹规划与调整方法，根据卫星具备的最大姿态机动角速度，最短姿态机动加速时间和姿态机动到位后所需稳定时间，按照点对点姿态机动任务所期望的机动到位时刻，判定机动任务在卫星机动能力范围内时，进行点对点姿态机动轨迹的智能调整，调整参数为姿态机动过程的最大机动角速度和角加速度，之后根据调整后的姿态机动参数，进行点对点机动过程的轨迹规划。其中，参数的调整量随任务执行预留时间的变化而变化。在保证卫星在规定的时间机动至目标姿态的前提下，降低姿态机动过程中的最大姿态机动角速度和角加速度。在进行机动过程中，执行机构输出的力矩减小，机动过程中承受的陀螺力矩减小，实现执行机构的寿命的提升。
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公开(公告)号：CN110658838A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910889120.4
申请日：2019-09-19
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法及系统，适用于具有航天器敏捷机动与快速稳定的领域。航天器三轴姿态敏捷机动要求其姿态控制方法具备灵活的机动角速度实时计算方法，更加合理充分的利用执行机构控制力矩陀螺的角动量包络。从而使航天器三轴机动角速度具备灵活调节能力。现有的航天器姿态角速度计算方法，严格限制了航天器机动的三轴姿态角速度，无法根据任务的需求动态调节敏捷机动角速度。针对此问题，提出了一种敏捷航天器三轴机动角速度实时计算方法，能够根据任务的需求，动态调节航天器三轴机动的角速度，实现航天器敏捷机动。
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公开(公告)号：CN106525073B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201610856114.5
申请日：2016-09-27
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 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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公开(公告)号：CN108801270A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810588771.5
申请日：2018-06-08
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 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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公开(公告)号：CN108762285A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810513680.5
申请日：2018-05-25
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/244
摘要： 一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及系统，所设计的航天器多级复合控制系统包括星体一级控制系统和载荷二级控制系统。在航天器大角度敏捷机动过程中要求载荷和星体跟踪同一目标姿态。由于星体控制周期不同，需要在星体平台目标姿态已知的情况下，采用插值方法计算出载荷控制周期Δt2时间内的目标姿态。首先由星体姿态规划算法计算出下一个控制周期Δt1内的目标姿态θbr。然后，载荷在已知Δt1时间内的目标姿态θbr，采用牛顿插值方法计算出每一个Δt2时间内载荷的目标姿态θpr。在星体和载荷每个时间点目标姿态都已知的情况下，航天器多级复合控制系统采用星体和载荷两级PID控制器进行姿态控制，实现航天器光学载荷高稳定控制。
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