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公开(公告)号：CN119305756B
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411854517.7
申请日：2024-12-17
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种容错型动量轮系控制方法及装置，属于卫星姿态控制领域。方法包括：基于卫星平台的包络能力，确定满足所述包络能力的动量轮配置方案和构型方案；若确定大角动量动量轮系中存在失效角动量轮，则利用剩余角动量轮的目标角动量前馈补偿载荷平台旋转角动量以形成整星零动量，利用大力矩动量轮系补偿大角动量动量轮系产生的非旋转轴角动量；若确定大力矩动量轮系中存在失效力矩轮，则针对大角动量动量轮系建立新的目标角动量，大力矩动量轮系吸收大角动量动量轮系的转速控制引起的角动量变化，以实现整星零动量控制。本发明能够在一种轮系内出现失效轮时，利用另一种轮系对失效轮造成的干扰进行补偿，从而实现整星姿态的平稳过渡。
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公开(公告)号：CN119408738A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411431841.8
申请日：2024-10-14
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种实现星上规划任务动态连续的CMG无感磨合方法，属于敏捷卫星姿轨控及自主规划任务领域；对卫星的控制力矩陀螺进行编号，记为CMGi；将CMGi从星上控制系统切除；控制CMGi的框架以预设正角速率运动预设时间；控制CMGi的框架以预设负角速率运动预设时间；将CMGi的框架转动至0°；将CMGi的转子转动至预设转速；再次将CMGi的框架转动至0°，保持CMGi的转子维持预设转速；将CMGi重新引入星上控制系统；完成CMGi的无感磨合；本发明提出的方法解决了用户对于突发CMG故障处置和规划任务连续的双重需求，可以适用于具有自主任务规划功能且采用CMG群控制方案的卫星设计。
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公开(公告)号：CN114802817B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202210593926.0
申请日：2022-05-27
Applicant: 中国科学院软件研究所
Abstract: 本申请实施例提供一种基于多飞轮阵列的卫星姿态控制的方法以及装置，所述方法包括：获取卫星的当前姿态属性值；根据所述当前姿态属性值与目标姿态值确认对所述卫星的姿态进行调整；将所述当前姿态属性值和所述目标姿态值输入控制器，通过所述控制器得到与各飞轮对应的目标转速调整值，其中，所述控制器是与飞轮阵列中各飞轮对应设置的，所述飞轮阵列分布在多轴中的各轴上。本申请的一些实施例提供一种基于多智能体分层强化学习的飞轮阵列卫星姿态控制方法。
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公开(公告)号：CN119305756A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411854517.7
申请日：2024-12-17
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种容错型动量轮系控制方法及装置，属于卫星姿态控制领域。方法包括：基于卫星平台的包络能力，确定满足所述包络能力的动量轮配置方案和构型方案；若确定大角动量动量轮系中存在失效角动量轮，则利用剩余角动量轮的目标角动量前馈补偿载荷平台旋转角动量以形成整星零动量，利用大力矩动量轮系补偿大角动量动量轮系产生的非旋转轴角动量；若确定大力矩动量轮系中存在失效力矩轮，则针对大角动量动量轮系建立新的目标角动量，大力矩动量轮系吸收大角动量动量轮系的转速控制引起的角动量变化，以实现整星零动量控制。本发明能够在一种轮系内出现失效轮时，利用另一种轮系对失效轮造成的干扰进行补偿，从而实现整星姿态的平稳过渡。
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公开(公告)号：CN119160416A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411658901.X
申请日：2024-11-20
Applicant: 杭州电子科技大学
Abstract: 本发明公开了一种基于前馈模型预测的立体成像卫星姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1、根据立体成像卫星的运行信息进行姿态轨迹规划，并通过立体成像卫星的角动量判断机动能力是否满足要求，所述立体成像卫星的运行信息包括成像任务规划出的机动时间、各成像条带成像初始时刻和终端时刻的姿态、角速度以及角加速度；步骤2、构建基于前馈模型预测控制器，并计算三轴指令力矩；步骤3、根据上一步骤得到的三轴指令力矩，计算控制力矩陀螺群的框架角指令角速度。该方法解决了卫星快速姿态机动过程和随后的稳定成像过程，姿态稳定时间较长，姿态稳定度差的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119142552A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411532706.2
申请日：2024-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种用于控制力矩陀螺的支撑台和支撑方法。支撑台包括位置移动装置、定位锁紧装置、阻尼调节装置和用于安装控制力矩陀螺的安装盘；位置移动装置包括支撑柔性梁，支撑柔性梁的一端连接安装盘，定位锁紧装置为锁紧状态时，定位锁紧装置锁紧固定与其接触的部分支撑柔性梁，定位锁紧装置为滑动状态时，定位锁紧装置可在柔性梁上滑动，改变支撑柔性梁上呈锁紧状态的定位锁紧的装置，能改变安装盘的支撑刚度；阻尼调节装置包括压缩弹簧和阻尼片，阻尼片连接安装盘，压缩弹簧连接阻尼片，调节压缩弹簧的弹力以调节安装盘的阻尼。本发明提供了一种用于控制力矩陀螺的支撑台和支撑方法，能够调节支撑刚度和阻尼。
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公开(公告)号：CN118992132A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411006026.7
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种快速消除章动方法及系统，其中，该方法包括：步骤S100：安装推力器与陀螺；步骤S200：建立横向角速度的正弦与常值项复合模型；步骤S300：设定优化指标形式、待优化的变量、待优化的变量的约束条件和粒子群算法参数；步骤S400：用粒子群算法得到待优化变量的初步估计结果；步骤S500：用序列二次规划得到待优化变量的最终估计结果；步骤S600：根据待优化变量的最终估计结果得到角速度半锥角；步骤S700：若角速度半锥角小于预设值，则结束，否则转步骤S800；步骤S800：得到推力器开机时段；步骤S900：若推力器开机时段处于开机时段时，则推力器开机；若推力器开机时段不处于开机时段时，转入步骤S400。本发明配置简单，有利于实际应用。
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公开(公告)号：CN114955011B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202210379941.5
申请日：2022-04-12
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明涉及一种DGVSCMG飞轮模式下框架系统定角控制方法，目标是通过设计抗干扰控制方法，实现DGVSCMG框架伺服系统的高精度锁定。首先，建立含多源干扰的DGVSCMG框架伺服系统的数学模型并将干扰分为低频干扰和高频干扰两类；其次，设计干扰观测器对低频干扰进行估计和前馈补偿；然后改进比例积分谐振控制器，抑制频率和幅值同时变化的动不平衡高频干扰；最后，复合干扰观测器和改进型比例积分谐振控制器，实现框架伺服系统的精确锁定。本发明具有结构简单、充分利用干扰信息和工程实践性强的优点。
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公开(公告)号：CN118367826A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410783077.4
申请日：2024-06-18
Applicant: 湖南揽月机电科技有限公司
IPC: H02P6/08 , H02P6/24 , H02P29/032 , B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种大力矩飞轮控制系统及减速控制方法，包括电源模块、控制模块、电机驱动模块、电流采样模块和三相无刷电机，电源模块在三相无刷电机运转过程中提供电源，电流采样模块获取三相无刷电机在运转过程中的电流信号，并将采样电流信号发送至控制模块，控制模块获取三相无刷电机的实时转速和采样电流信号，根据实时转速、目标转速以及采样电流信号确定控制信号，电机驱动模块接收控制信号并控制三相无刷电机运转。在减速过程中可利用三相无刷电机的反电动势产生的电流以及传统的反接制动产生的电流对三相无刷电机进行减速控制，解决了三相无刷电机在减速过程中反电动势需要泄放的问题，可实现对大力矩、高转速飞轮减速的精准控制。
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公开(公告)号：CN118220535A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410359454.1
申请日：2024-03-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明提供了一种基于太阳光压的自主卸载动量轮角动量的方法，包括：建立采用双轴SADA的探测器的光压力矩模型；根据太阳入射角约束以及双轴SADA的转角范围约束，并利用探测器的光压力矩模型，确定太阳翼初始平衡角；在控制太阳翼处于初始平衡角后，每隔设定时间判断当前时刻与上次太阳翼处于初始平衡角时刻的太阳方向矢量变化是否超过设定阈值，若超过设定阈值，则根据当前时刻太阳方向矢量重新确定太阳翼初始平衡角，并获取动量轮角动量；若未超过设定阈值，则获取动量轮角动量；根据角动量分量分区阈值，确定三轴上的角动量分量所处分区，并根据分区结果确定相应轴上的目标光压力矩；根据三轴上的目标光压力矩，采用梯度下降法确定SADA目标转角。本发明通过光压卸载可避免动量轮角动量的喷气卸载所消耗的燃料，对提高卫星寿命具有重要作用，可应用于深空探测中采用双轴SADA的探测器长时间对日巡航，也可以应用到近地轨道卫星的对日姿态控制。
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