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公开(公告)号：CN111638721A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010351875.1
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统及验证方法，所设计的方法用于定量分析光学载荷“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制技术。首先设计物理试验系统，由星体(采用三轴气浮台模拟)、主动指向超静平台、重力卸载支架、景物模拟器、平行光管等部分组成；然后依据物理模型建立结构-控制-光学分析模型，并以此进行控制器设计；最后通过实验定量分析三超控制的全链路扰动传递特性，实现扰振对三超平台观测图像质量影响的定量分析评估。
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公开(公告)号：CN111580532A
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN202010351845.0
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种航天器多级系统的聚合分离三超控制方法，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。针对具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台进行星体-载荷-快反镜三级姿态复合控制，从星体、载荷、快反镜三级系统逐级提高姿态控制精度，为光学载荷高质量成像提供高精度姿态控制。主要思路为：当航天器作快速机动任务时，载荷不进行姿态控制，通过对超静平台作动器设置较大控制参数实现聚合控制；当航天器做被动推扫观测任务时，对载荷进行姿态控制，通过对载荷控制器设置较小控制参数实现分离控制；当航天器做主动推扫观测任务时，通过对载荷控制器设置适中控制参数实现协调控制。
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公开(公告)号：CN111547275A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010351841.2
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24 , B64G1/10 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种航天器三超控制鲁棒自适应多级协同方法，适用于天文观测等对有效载荷姿态具有超高精度、超高稳定度和超高敏捷度的大型卫星平台。与传统的PID控制算法不同，本发明结合滑模控制在滑模面上的鲁棒性特点和自适应控制能够在线估计参数的特点，进行星体-主动指向超静平台两级复合控制。多级协同控制思路为：1)在载荷和航天器本体之间安装主动指向超静平台，根据航天器本体和载荷的质量特性设计主动指向超静平台的控制参数；2)结合滑模控制和自适应控制的思想，设计考虑带宽约束的星体鲁棒自适应控制器，使得星体控制器能够与主动指向超静平台相匹配，实现对载荷的三超控制。
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公开(公告)号：CN110723316A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910872892.7
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种SGCMG的框架角速度确定方法，包括步骤：1)根据n个SGCMG的构型及合成角动量，确定n个SGCMG构型的标称框架角向量；2)根据每个SGCMG的框架角，确定框架角运动方程的Jacob及框架角偏离标称的偏差；3)根据步骤2)确定的所述Jacob及框架角偏离标称的偏差，确定SGCMG框架角速度指令。本发明方法通过考虑框架角偏离标称的距离、框架角指令幅值及力矩输出偏差，具有姿态机动中奇异规避及机动后框架标称位置返回的能力，调和了CMG框架奇异规避与姿态控制力矩之间的矛盾，能够确保沿任意姿态机动高性能实现。
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公开(公告)号：CN110672121A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910888174.9
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种控制力矩陀螺框架动态响应测试方法及系统，步骤为：将高精度测力台固定在隔振地基上，将控制力矩陀螺固定在高精度测力台上，将控制力矩陀螺上位机的输出端与控制力矩陀螺的输入端连接，通过上位机实现对控制力矩陀螺不同转速的控制；将激光测振仪与隔振地基固定安装，调节激光测振仪的光轴，使光轴指向控制力矩陀螺低速框架的边缘。测力台的输出通过电荷放大器连接至数据采集器的输入端1；激光测振仪的输出连接至数据采集器的输入端2；数据采集器的输出端与数据采集上位机相连。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110658837A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910889112.X
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种控制力矩陀螺故障情况下的平稳重构方法。遥感类卫星需具备大角度快速机动和快速进入稳定工作状态的控制能力，需具备在卫星成像时保持高的姿态指向精度和高稳定度的能力。为实现整星多轴快速姿态机动要求，卫星采用控制力矩陀螺(CMG)群及其相应控制算法。在卫星在轨运行期间，控制力矩陀螺可能出现故障，此时卫星无法完成姿态控制，需要卫星自主实现其余CMG组的平稳重构。针对该问题，本发明方法在某CMG故障后，首先由其余CMG组合自主重组标称框架角，并吸收故障CMG的角动量，实现了控制力矩陀螺故障后的姿态稳定控制，实现了新的CMG组合的平稳重构。
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公开(公告)号：CN106096206B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201610497871.8
申请日：2016-06-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种柔性航天器分布式执行机构和敏感器优化配置方法，包含以下步骤：在柔性航天器上选取一系列安装执行机构(例如微型控制力矩陀螺等)和敏感器(角速度计等)的候选节点；假设在候选节点上安装执行机构和敏感器，根据系统能观能控矩阵计算能控性指标和能观性指标，基于能控能观子空间计算各个执行机构和敏感器组合特性的判定指标；依据各指标值的大小选择配置节点，本发明所给出方案能够使系统中各执行机构和敏感器作用发挥到最大，而配置数量最小，精简了系统结构。该方法的通用性强，结构简单、属于国内外相关研究和应用的创新方法，具有很大的市场竞争力，弥补了相关领域实用性方案和理论研究的空白，具有很强的工程实用和理论指导意义。
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公开(公告)号：CN108667206B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201810461054.6
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K7/10 , H02K41/035
Abstract: 一种基于分离式双膜簧的智能挠性作动器，包括：柔性铰链(2)、支杆(3)、开槽弹簧安装盖(4)等，上阻尼安装片(19)，下阻尼安装片(20)，其中音圈电机(12)包括音圈电机动子(21)和音圈电机定子(22)。安装完成后，通过大量程高精度电涡流位移传感器(17)的测量反馈和大行程快响应音圈电机(12)的控制输出，实现智能挠性作动器的振动隔离、扰振抑制和精确指向调节。本发明的智能挠性作动器采用分离式双膜簧并联结构形式，运动行程大，控制精度高，可广泛的应用于航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷控制领域。
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公开(公告)号：CN109871025A
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201910148041.8
申请日：2019-02-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺(CMGs)操纵律设计存在与卫星姿态机动信息脱节的问题，针对此，提供一种变速控制力矩陀螺(VSCMGs)改进的增益调度操纵律。通过分析变速控制力矩陀螺指令力矩与扰动力矩特点，设计了指令力矩分配方法和避奇异零运动方法。通过指令力矩分配函数，实现了敏捷机动时的大力矩输出与稳态控制时的精细力矩输出平滑切换。通过变速控制力矩陀螺零运动操纵律，实现了在满足VSCMGs框架角速度约束情况下的快速脱离奇异状态。
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公开(公告)号：CN108920789A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810634463.1
申请日：2018-06-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，包括如下步骤：(1)、建立柔性航天器一体化有限元模型；(2)、以主动指向超静平台与载荷和星体连接节点、星体执行机构节点为输入节点，载荷敏感器节点、星体敏感器节点、主动指向超静平台与载荷和星体连接节点为输出节点，建立航天器基于有限元方法的结构动力学方程；(3)、将航天器基于有限元方法的结构动力学方程变换为航天器模态坐标下的结构动力学方程，并改写成航天器的状态空间方程；(4)、对状态空间方程进行输入输出变换，得到以输入节点作用力为输入，以输出节点运动学状态为输出的柔性航天器多级复合控制动力学模型，用于控制系统仿真分析。
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