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公开(公告)号：CN103941749A
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201410181553.1
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 东西位置保持与角动量卸载联合控制方法，首先分析静止轨道卫星受到的地球非球形摄动、太阳光压摄动等对卫星轨道的影响，同时，估计角动量卸载对卫星轨道的影响；然后，比较地球非球形摄动和角动量卸载对平经度漂移率的影响，确定卸载时刻；并考虑对偏心率的影响，排除卸载时刻的多解可能性，确定最优卸载时刻，即有利于东西位置保持，又使得偏心率尽可能小。本发明所述方法适用于需要使用推力器集中卸载角动量的静止轨道卫星。使用本发明所述方法，有助于减少东西位置保持次数、节省推进剂，增加卫星任务时间，延长卫星寿命。
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公开(公告)号：CN102358437B
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201110226169.5
申请日：2011-08-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 高轨道卫星平台10N推力器布局方法，推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，而是以寿命中期质心位置为基准进行推力器对称布局，根据用户需求与太阳翼、天线、敏感器及执行机构等对10N推力器布局的限制，合理兼顾减小推力器羽流影响、避免结构干涉、提高推力器工作效率、节省推进剂等各方面要求，不仅避免了两个10N推力器组合配对控制俯仰或偏航的情况，消除了因推力器不对称导致日常姿态控制有大的轴间耦合的问题，同时减小了成对推力器工作进行向东/向西位置保持或向南/向北位置保持时的最大干扰力矩，使应对490N发动机点火变轨故障的能力大大增强，提高了推力器工作效率，节省了推进剂。
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公开(公告)号：CN103323026A
公开(公告)日：2013-09-25
申请号：CN201310208594.0
申请日：2013-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了星敏感器和有效载荷的姿态基准偏差估计与修正方法。根据有效载荷特性确定有效载荷入射光矢量的定位公式以及建立包括有效载荷基准偏差的有效载荷误差模型；根据星敏感器特性建立包括星敏感器基准偏差的星敏感器误差模型；利用有效载荷对已知目标的观测数据和对应的星敏感器测量数据确定测量偏差，根据所述测量偏差、有效载荷基准偏差、星敏感器基准偏差建立有效载荷和星敏感器两者基准偏差的测量方程；依据所述基准偏差的测量方程对星敏感器或者有效载荷基准偏差进行估计；利用所估计的基准偏差对星敏感器或有效载荷测量数据进行修正。使用本发明，能减小星敏感器和成像有效载荷的姿态基准偏差，提高成像质量和图像定位精度。
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公开(公告)号：CN102358437A
公开(公告)日：2012-02-22
申请号：CN201110226169.5
申请日：2011-08-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 高轨道卫星平台10N推力器布局方法，推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，而是以寿命中期质心位置为基准进行推力器对称布局，根据用户需求与太阳翼、天线、敏感器及执行机构等对10N推力器布局的限制，合理兼顾减小推力器羽流影响、避免结构干涉、提高推力器工作效率、节省推进剂等各方面要求，不仅避免了两个10N推力器组合配对控制俯仰或偏航的情况，消除了因推力器不对称导致日常姿态控制有大的轴间耦合的问题，同时减小了成对推力器工作进行向东/向西位置保持或向南/向北位置保持时的最大干扰力矩，使应对490N发动机点火变轨故障的能力大大增强，提高了推力器工作效率，节省了推进剂。
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公开(公告)号：CN117705093A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311707693.3
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种星箭分离后卫星轨道和卫星姿态的确定方法及装置。方法包括：根据火箭在地心第二赤道坐标系下的轨道根数以及星箭分离时刻计算卫星在历元真赤道坐标系下的第一位置矢量和第一速度矢量；基于第一位置矢量和第一速度矢量，确定卫星在J2000地心惯性坐标系下的第二位置矢量和第二速度矢量；将第二位置矢量和第二速度矢量作为轨道初值，采用轨道递推算法确定卫星在注入轨道前的轨道参数；基于发射时刻确定星箭分离时刻卫星在J2000地心惯性坐标系下的姿态方向余弦阵；将姿态方向余弦阵作为姿态初值，利用星敏陀螺组合滤波法确定卫星在注入轨道前的姿态参数。本方案可以快速确定卫星的轨道和姿态，提高卫星的自主探测能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115384811A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202211086176.4
申请日：2022-09-06
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种V型轮控且单轮掉电卫星的三轴姿态快速稳定控制方法，该方法适用于东方红四号卫星平台中V型轮控工作时单个飞轮掉电情况，在不改变现有卫星的配置条件下，将备份反作用轮加电，进行转速保持热备份。当动量轮掉电时，未掉电轮采用Y方向姿态控制力矩方式，对俯仰角进行控制，反作用轮输出力矩等于(±未掉电轮控制力矩)*2*sin(20/57.3)，掉电轮加电后，系统仍为V型轮控方式，反作用轮进行转速保持控制到目标转速，整个过程中禁止喷气卸载。该方法是通过动态计算及快速补偿掉电轮引起的摩擦力矩降低了对三轴姿态影响，其鲁棒性好，三轴姿态波动小，具有掉电后长时间等待地面上注加电指令的姿控系统快速自主恢复的能力，无需地面站对姿控系统进行其他操作。
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公开(公告)号：CN107826269B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201710843364.X
申请日：2017-09-18
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种适用于静止轨道卫星平台的近地点变轨方法，利用地球敏感器、惯性姿态陀螺、变轨发动机，在静止轨道卫星发射后入轨高度不足的情况下，实施近地点的卫星变轨。首先在远地点附近捕获地球，通过转入对地姿态并获取陀螺罗标定结果的方式激活地球敏感器，依靠向控制计算机注入漂移补偿值控制卫星工作模式的变化，达到卫星在静止轨道中的连续变轨。该方法克服了现有变轨技术推进剂消耗过多，卫星近地点姿态确定困难的问题，能够较容易的建立点火姿态，具有全天球捕获能力，可靠性高。
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公开(公告)号：CN103941749B
公开(公告)日：2016-11-30
申请号：CN201410181553.1
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 东西位置保持与角动量卸载联合控制方法，首先分析静止轨道卫星受到的地球非球形摄动、太阳光压摄动等对卫星轨道的影响，同时，估计角动量卸载对卫星轨道的影响；然后，比较地球非球形摄动和角动量卸载对平经度漂移率的影响，确定卸载时刻；并考虑对偏心率的影响，排除卸载时刻的多解可能性，确定最优卸载时刻，即有利于东西位置保持，又使得偏心率尽可能小。本发明所述方法适用于需要使用推力器集中卸载角动量的静止轨道卫星。使用本发明所述方法，有助于减少东西位置保持次数、节省推进剂，增加卫星任务时间，延长卫星寿命。
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公开(公告)号：CN103940451B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410181567.3
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 基于零空间向量自主优化选择的冗余陀螺故障定位方法，针对冗余陀螺，根据陀螺构型，自主计算两个系数优化的零空间向量，通过陀螺测量在零空间向量上的投影大小，判断陀螺故障。获知陀螺存在故障后，定位陀螺故障时，依次计算4个陀螺的零空间向量，通过陀螺测量在零空间向量上的投影大小，结合对可疑陀螺的排除，定位陀螺故障。与现有技术相比，本发明方法给出了1个陀螺故障时，严格的故障判断与定位逻辑，无误判，漏判率较低；只需预置很少的参数，可在统一框架下适应所有冗余(5个及5个以上)陀螺构型，自主性强，计算量小。
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公开(公告)号：CN102591349B
公开(公告)日：2013-10-16
申请号：CN201210063567.4
申请日：2012-03-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法，当星箭分离后，或正常进入太阳捕获前，满足条件后自主进入大初始角速率情况下的无陀螺太阳捕获模式。首先进行速率阻尼，在太阳敏感器视场太阳可见时段，进行负反馈卫星姿态控制，使太阳敏感器测量输出的X轴姿态与Y轴姿态向0°方向控制，使卫星-Z轴指向太阳方向；在太阳敏感器视场太阳不可见时段，采用相应的推力器脉冲宽度Δti补偿控制卫星的角速率。速率阻尼完成或速率阻尼达360s后，若太阳不在-Z面的太阳敏感器视场内，则开始太阳搜索；一旦-Z面两个太阳敏感器有太阳出现信号输出2.048s后，便转入巡航方式。巡航后，在地影期间，X轴、Y轴姿态反馈信号保持为0。
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