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公开(公告)号：CN116305556A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310215080.1
申请日：2023-03-01
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于可视化建模及运行管理的航天器评估工具库系统，包括公共算法模块、分析工具算法模块、飞控支持算法模块、报文模板模块、自定义工程模块、型号工程模块、可视化建模及运行管理模块。该系统方便用户对在轨数据、地面测试数据及仿真数据进行分析处理，评估控制系统及部件的性能，评估设计模型，监视控制系统在轨关键部件的工作情况，根据需求编制复杂预警程序，满足不同型号不同状态下的任务需求。通过基础工具库，为用户提供分析、评估、预警、诊断及典型型号的飞控计算方法。在可视化的界面下建立自定义算法填充基础库函数，也可以利用基础库函数构建工程，填充到型号工程模块中。本发明提高了数据利用率和模型可靠性，应用前景广阔。
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公开(公告)号：CN116048123A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310163059.1
申请日：2023-02-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种基于模型的航天器姿态轨道控制方案设计方法及系统，首先建立航天器姿态与轨道控制系统的标准化总体输入模型，包括姿态特性、轨道特性、功能需求、性能指标等标准化模型，并建立航天器常用的执行机构、敏感器单机产品的高精度数字仿真模型和型谱模型；建立航天器姿态与轨道控制常用算法模型，依据前述模型行航天器姿态与轨道控制系统方案设计，包括特性分析、部件配置和布局分析、性能指标分析、姿态控制与轨道控制算法设计、功能与性能闭环仿真验证，若经过闭环仿真的功能和性能指标满足要求，则设计完成；若不满足要求，则与步骤一总体的指标要求进行迭代或重复进行步骤四重新设计直到满足要求为止。
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公开(公告)号：CN109466809B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201811436272.0
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明一种可配置可组装的挠性模拟器，包括变刚度主结构单元、气浮辅助支撑装置、质量承载装置和可配置质量单元；变刚度主结构单元链接组装体，在组装体末端放置质量承载装置，将可配置质量单元放置在承载装置上，形成主结构，用于对质量大小进行调整；气浮辅助支撑装置用来对主结构进行辅助支撑，使之运行在光滑水平的平台上。该设备是可重复利用的，还可根据挠性体的复杂程度进一步扩展组装结构单元，目前，QS‑3、TT‑1、高轨SAR等卫星的物理仿真试验均使用了该套模拟器。
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公开(公告)号：CN109144085A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201811074299.X
申请日：2018-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统，该特征结构配置方法设计的控制器能够为控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，而后根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数。本发明方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本发明一致，进而令闭环系统具有相似的运动特性。经过带有大挠性结构不确定航天器在轨验证表明，不仅具有较强收敛鲁棒稳定性，而且能够确保在轨长期运行中保持高精度指向任务需求，进而提高系统的可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106326576A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610741694.3
申请日：2016-08-26
Applicant: 北京控制工程研究所
CPC classification number: G06F17/5009 , G01C21/24
Abstract: 一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法，在滚动角或俯仰角测量由敏感器给出，偏航角没有敏感器测量的情况下，仅通过偏航估计的方法来估算偏航角。在此基础上，整星通过角动量喷气管理的方法来实现基于任意基准系下的卫星三轴姿态稳定控制。本发明方法可根据用户需要或用滚动角测量值或用俯仰角测量作为输入值，具有很强的适应性，即仅通过调整初始的参数设计值，就可以获得需要的偏航估计结果，便于偏航估计的通用规范化方法编制。
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公开(公告)号：CN108984840B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN201810622424.X
申请日：2018-06-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种环型天线展开过程竖杆等效卫星姿态运动建模方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：建立描述环型天线主体结构中每个四边形单元的坐标系和环型天线坐标系；建立环型天线主体结构中的每个竖杆在环型天线坐标系的相对位置方程；将所有竖杆与卫星运动方程联立，形成环型天线与卫星的耦合运动方程；建立大型环形天线半径与竖杆的运动约束关系方程；建立运动约束与控制力之间的控制关系方程；采用数值积分方法求解环型天线与卫星的耦合运动方程和运动约束与控制力之间的控制关系方程获得卫星与环型天线的运动信息。本发明既能保证天线展开过程的计算精度，又能大幅度提高了计算的快速性，降低建模复杂度。
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公开(公告)号：CN111625931A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010350525.3
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G01M13/00 , G06F111/10
Abstract: 一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，适用于多种类型执行机构的航天器。本发明是将执行机构(动量轮、CMG和推力器)产生的力矩均统一描述成角动量形式的数学表达方式，将闭环系统动力学方程以角动量的形式描述，给出在不同类执行机构出现异常状态时的偏差角动量形式，根据执行机构异常问题的特点，确定了异常检测判断的规则，在此基础上，根据执行机构的安装与系统异常检测结果，定位异常的执行机构。方法具有较强的通用性，充分利用实际闭环系统与理论闭环系统给出相关的解析冗余信息，直接对异常执行机构定位，优化了当前型号中动量轮等角动量交换装置的异常判断方法，并提升了对推力器异常判断和定位能力。
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公开(公告)号：CN103472846B
公开(公告)日：2015-10-21
申请号：CN201310372774.2
申请日：2013-08-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，在卫星的-Z面上布局4个成一定几何关系的太阳电池片。然后通过规一化电流值的大小确定卫星初始转动方向，控制卫星转动并在转动过程中持续根据规一化电流值的大小调整卫星的转动方向，让卫星的-Z轴始终向着太阳方向转动。当3个或4个电池片的规一化电流大于给定槛值时，确定出卫星的实测姿态。当实测姿态满足条件时，利用陀螺角速度对姿态进行预估，并利用实测姿态进行修正得到预估姿态，当实测姿态不满足条件时，直接使用实测姿态更新预估姿态，最后通过预估姿态得到卫星对日定向所需的控制量，经闭环控制后达到对太阳定向和跟踪的目的。采用本发明方法能够快速的捕获太阳并稳定跟踪。
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公开(公告)号：CN103466103A
公开(公告)日：2013-12-25
申请号：CN201310372791.6
申请日：2013-08-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种太阳敏感器故障情况下的对日定向姿态控制方法，利用单轴姿态测量实现双轴的太阳定向稳定控制。当其中一个太阳敏感器发生故障失效时，可利用另外一个健康的太阳敏感器测量信息，结合陀螺角速度测量，利用观测方程重构故障轴上的姿态，从而实现对日定向时的稳定姿态控制。本发明方法具有在太阳敏感器单轴测量故障情况下依然能够实现对日定向的能力，在实现上不需要在卫星上额外增加新的姿态测量设备，只需要在星上控制计算机内通过软件实现本方法即可实现故障情况下的双轴姿态控制，具有实现经济简单的特点，可用作卫星对日定向的一种备份方式。
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