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公开(公告)号：CN111605734B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202010350522.X
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，适用于航天器星体平台和载荷对高精度卫星时间同步需求领域。航天器星体控制器接收GPS秒脉冲校时，载荷控制器根据星体控制器发送的星时数据，采用软件方式进行校时。由于载荷控制器收到星体控制器的星时数据包的时间存在一定的不确定性以及载荷控制器的控制周期存在一定的不确定，造成载荷星时波动。针对此，设计一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时方法。通过星体控制器直接给载荷控制器星时赋值和载荷实时滤波校时相结合的方式，实现了航天器星体平台和载荷之间的星时准确同步。
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公开(公告)号：CN110658836B
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN201910888168.3
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于变速控制力矩陀螺群的故障重构方法及系统，适用于具有大角度快速机动和快速进入稳定工作状态的控制领域。航天器配备变速控制力矩陀螺，可以实现在大角度姿态机动过程中采用CMG控制模式，稳态控制时可采用高精度的动量轮控制方式。在轨运行中，当出现某个CMG故障后，往往切除该CMG，使用其他正常CMG进行姿态控制。对于变速CMG，若发生CMG低速故障而其高速转子工作正常，则可以将该故障CMG与其他CMG通过重构，转动到某种框架角位置后按照动量轮组进行姿态控制，实现变速控制力矩陀螺群的故障重构使用。
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公开(公告)号：CN111783271A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010393982.0
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种航天器三超控制非线性校正方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度确定需求的领域。具体包括(1)进行航天器三超控制系统中主动指向超静平台的无构型误差情况下的构型计算；(2)对构型误差进行分类和分解，确定各构型误差因素的影响域；(3)初步确定各类构型误差的允许范围；(4)计算作动器在轨再平衡量；(5)再次确定各类构型误差的允许范围；(6)对主动指向超静平台的构型误差引起的定姿误差进行校正，实现航天器的三超控制。本发明通过对等驱动构型、过驱动构型下超静平台简化构型的运动分析，对构型误差的影响情况进行了分析，为卫星平台定姿效果分析提供参考。
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公开(公告)号：CN111680552A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010350572.8
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种特征部位智能识别方法，适用于空间失效卫星局部典型部位识别领域。传统基于解析算法的目标典型部位识别存在边缘点识别误差大等问题，本发明设计了一种基于卷积神经网络的局部典型特征部位智能识别方法。首先针对失效卫星局部典型部位识别任务，创建包含丰富信息的卫星局部典型部位数据库，对典型部位的构件进行标注，构造训练数据集和测试数据集。然后构建一个深度卷积网络，使用训练数据集进行网络参数的训练，训练完成后，网络即可从输入图像中智能识别出的典型部位。
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公开(公告)号：CN108762231B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810546703.2
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，首先确定超精超稳超敏捷控制在轨验证的功能和性能指标要求，并根据要求设计在轨验证方法所需的硬件和软件部分，并将其组装成在轨验证系统，然后通过地面测试结果验证超精超稳超敏捷控制的功能性能要求，完善在轨验证方法在轨测试流程与方案，完成在轨测试结果验证超精超稳超敏捷控制效果。本发明为航天器超精超稳超敏捷控制的在轨验证提供一套切实可行的验证方案，并通过地面试验测试验证了其功能和性能指标要求，具有很好的使用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111605737A
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN202010393105.3
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，适用于航天器相对运动控制领域。在追踪航天器与目标航天器相对姿态较大时，采用轨道外推获得追踪航天器和目标航天器的初始相对姿态，设计追踪航天器星体一级控制器实现敏捷机动以对目标航天器进行快速指向。当追踪航天器与目标航天器相对姿态较小时，通过光学相机进行载荷目标姿态规划。设计载荷二级姿态控制器，以光学载荷的测量信息为反馈，实现载荷光轴对目标航天器高精度指向控制。同时，针对追踪航天器星体和载荷控制器周期不同的问题，设计追踪航天器多级协同规划方法，利用卫星平台发送的姿态进行轨迹插值，实现载荷对目标姿态的高精度跟踪。
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公开(公告)号：CN110712769A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201910896597.5
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 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：CN110673617A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910896594.1
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 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：CN110658836A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910888168.3
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于变速控制力矩陀螺群的故障重构方法及系统，适用于具有大角度快速机动和快速进入稳定工作状态的控制领域。航天器配备变速控制力矩陀螺，可以实现在大角度姿态机动过程中采用CMG控制模式，稳态控制时可采用高精度的动量轮控制方式。在轨运行中，当出现某个CMG故障后，往往切除该CMG，使用其他正常CMG进行姿态控制。对于变速CMG，若发生CMG低速故障而其高速转子工作正常，则可以将该故障CMG与其他CMG通过重构，转动到某种框架角位置后按照动量轮组进行姿态控制，实现变速控制力矩陀螺群的故障重构使用。
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公开(公告)号：CN110597062A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910889119.1
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种控制力矩陀螺时延特性建模与补偿控制方法，适用于高分辨率对地观测等航天器具有敏捷机动与高稳定控制需求的领域。首先，建立了CMG框架角速度时延特性模型，并通过CMG不同框架角速度测试，辨识CMG的时延特性参数。在此基础上，设计了相应的时延特性补偿方法。闭环仿真结果表明：没有时延特性补偿，航天器姿态控制误差约在15″以内，角速度控制误差约在1.0×10-3(°/s)以内；有时延特补偿控制，航天器姿态控制误差约在2″以内，角速度控制误差约在0.3×10-3(°/s)以内。仿真结果验证了所设计的方法的正确性和先进性，提高了CMG框架角速度跟踪特性，从而提高了航天器姿态稳定度。
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