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公开(公告)号：CN111674570A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010351842.7
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法，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群安装倾角固定不变，难以充分利用控制力矩陀螺群角动量包络。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络操纵律设计方法。在原有控制力矩陀螺群安装构型固定的基础上，引入安装倾角这一控制变量，提升了航天器敏捷机动能力；在原有的低速框架一个自由度避奇异的基础上增加安装倾角，构成两个自由度避奇异，实现低速框架快速脱离奇异。分析结果表明，安装倾角可变时，航天器敏捷机动的最大角速度由2.83(°/s)提升到3.2(°/s)，进一步提高航天器敏捷机动性能。
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公开(公告)号：CN111624877A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010350608.2
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，为实现光学载荷高质量成像，要求航天器控制系统实现对光学载荷的超高精度指向、超高稳定度控制、超敏捷控制的三超控制。在航天器本体与载荷之间安装具有变刚度变阻尼主动控制能力的主动指向超静平台，本发明通过建立超静平台-载荷动力学模型，并将其转换到超静平台的作动器空间；设计航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法；设计了六自由度全频段激振方法和试验装置，通过全物理试验检验了自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，实现对载荷的三超性能控制，实现光学载荷外部全频段扰动1-2个数量级的衰减，提高了光学载荷的控制精度、稳定度和扰动下的快速稳定性能。
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公开(公告)号：CN111605734A
公开(公告)日：2020-09-01
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：CN111536983A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010393984.X
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统，解决航天器指向控制过程中测量敏感器难以给出大范围机动情况下的相对姿态测量问题，适用于空间视线指向控制领域。在相对轨道运动方程基础上，利用滤波估计获得追踪航天器和目标航天器的相对位置矢量、速度矢量。采用双矢量定姿方法建立目标指向姿态，并进一步通过滤波估计获得追踪航天器指向目标航天器的视线角速度信息，为航天器姿态指向控制系统提供准确的相对姿态和视线角速度信息。
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公开(公告)号：CN103112603B
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310036382.9
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，包括以下步骤：（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴；（2）确定欠驱动轴和正常轴；（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和；（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制；（5）确定并更新初始姿态四元数；（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。本发明解决了某通道丧失喷气控制能力的欠驱动卫星恢复正常姿态的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102519473A
公开(公告)日：2012-06-27
申请号：CN201110409470.X
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种适于帆板基频较高卫星的混合正弦机动路径引导方法，在合理分配机动时间和稳定时间的基础上，根据执行机构的力矩和角动量容量，设计先正后为零再为负再为零的角加速度曲线，取值为正和负的部分分别为半个周期的正弦曲线混合阶跃函数。由于角加速度即保留了正弦机动路径对挠性帆板激励较小的优势，同时又综合了阶跃函数时间最优的特点，协调了机动快速性和帆板激励平缓性之间，特别适合大角度、快速、帆板基频较高卫星为了增加成像幅宽、对突发事件地区实现即时观测、或立体成像快速机动时的路径规划，满足对帆板基频较高卫星快速、稳定机动性能的要求。
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公开(公告)号：CN101226062B
公开(公告)日：2010-06-02
申请号：CN200710301744.7
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种星上实时计算环月轨道的方法，涉及航天器实时计算环月轨道技术领域，包括以下步骤：(1)以定轨结果作为初值，用数值方法计算出实际轨道；(2)选取一条二体轨道作为参考轨道；(3)计算实际轨道相对于参考轨道的运动轨迹；(4)根据公知的两条二体轨道之间的相对运动规律，计算出一条相对于参考轨道运动轨迹比实际轨道相对于参考轨道运动轨迹更接近的二体轨道；步骤(1)至步骤(4)均在地面完成，然后将计算结果注入到星上；(5)卫星采用二体轨道计算方法，根据步骤(4)中算得的二体轨道实时计算出卫星的轨道根数。本发明使得星上在计算量很小的情况下能够实施计算出卫星轨道，同时不需要地面和卫星保持实时联系。
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公开(公告)号：CN100559190C
公开(公告)日：2009-11-11
申请号：CN200710301742.8
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种对加速度计零位偏差进行在轨标定的方法，包括下列步骤：在星上设置恒星定向模式；卫星进行变轨之前，卫星进入恒星定向模式，将速度增量、时间初始化为零后，进行速度增量和时间的累计，直至恒星定向模式结束；根据得到的速度增量和时间确定加速度计零位偏差标定值；在轨控过程中对加速度计零位偏差进行补偿；计算轨控过程中的速度增量，并将计算得到的速度增量与轨控前确定的一个变轨速度增量值进行比较，若计算的速度增量大于轨控前确定的速度增量值，轨控结束，否则从对加速度计进行补偿开始执行直至轨控结束。本发明利用轨控前的恒星定向模式加速度为零的特点对加速度计零位偏差进行标定，提高了加速度计零位偏差标定的准确度。
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公开(公告)号：CN100529667C
公开(公告)日：2009-08-19
申请号：CN200710301591.6
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法，包括：(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态；(2)根据卫星惯性姿态和星敏感器测量输出的惯性坐标系下的光轴矢量和横轴矢量计算滤波修正的新息量，并计算前后两个周期新息量的误差，用于判断星敏感器数据的一致性；(3)星敏感器数据一致性判别；(4)星敏感器双矢量定姿；(5)在星敏感器数据置过姿态估计的初值的情况下，引入星敏感器，与陀螺组合进行卫星姿态的修正。该方法可提高轨控故障恢复的可靠性，节省故障恢复的时间，保证及时、准确地恢复轨道控制。
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公开(公告)号：CN100491204C
公开(公告)日：2009-05-27
申请号：CN200710301745.1
申请日：2007-12-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种利用定轨数据标定加速度计的方法，包括下列步骤：在卫星进行试变轨之前，确定加速度计零位偏差标定值，将加速度计脉冲当量标定系数置为1，试变轨过程中对加速度计测量的加速度进行补偿，并根据补偿后的加速度计测量值累计试变轨过程中的速度增量；试变轨结束后，依据地面测定轨后给出的试变轨过程中的速度增量δV计算加速度计脉冲当量标定值；在轨控过程中，根据得到的脉冲当量标定值和试变轨前确定的加速度计零位偏差标定值，对加速度计测量值进行补偿；计算轨控过程中的速度增量，将计算得到的速度增量与轨控前确定的一个变轨速度增量值进行比较，若计算的速度增量大于轨控前确定的速度增量值，轨控结束，否则从轨控过程开始执行直至结束。
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