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公开(公告)号：CN105629988A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610196201.2
申请日：2016-03-31
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明涉及一种无拖曳卫星的抗干扰姿态控制方法，针对含有环境干扰力矩、惯量不确定性、执行机构噪声以及未建模动态多源干扰的无拖曳卫星姿态通道；首先，对无拖曳卫星姿态通道所受的多源干扰进行分析、分类，并建立含多源干扰的系统模型；其次，设计干扰观测器对环境干扰力矩进行估计并补偿，采用鲁棒H∞/H2控制对范数有界的干扰进行抑制，对高斯白噪声进行优化；最后，将基于干扰观测器的控制与鲁棒H∞/H2控制进行复合，构成抗干扰控制器，求解干扰观测器及抗干扰控制器的增益矩阵；本发明具有抗干扰能力强、控制精度高等优点，可用于无拖曳卫星的姿态控制中。
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公开(公告)号：CN105468011A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201511034012.7
申请日：2015-12-31
Applicant: 北京理工大学
CPC classification number: G05D1/0883 , G05D1/101
Abstract: 本发明公开的一种辐射开环绳系卫星编队匀速自旋展开控制方法，涉及绳系卫星编队匀速自旋展开成辐射开环构型的动力学搭建与控制策略设计，属于航天器编队控制领域。本发明针对在地球中心引力场中运行于圆形Kepler轨道上的辐射开环绳系卫星编队，考虑多体系统运动特点和重力梯度力矩作用，经由拉格朗日方程建立系统自旋展开动力学；在此基础上设计主星匀速自旋展开，针对重力梯度力矩进行补偿并在展开末段加入阻尼以抑制系统振荡的闭环控制策略。所述的动力学和控制方法简单，有效，易于实现；控制绳系卫星系统进行匀速展开的全过程平稳、安全、可靠性高。
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公开(公告)号：CN105446347A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510860991.5
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明提供了一种针对卫星太阳电池阵的在轨模态辨识系统及方法，包括：脉冲激励模块、信号采集模块、卫星在轨振动监测与模态识别模块、数据传输模块、数据处理模块。信号采集模块，包括若干被设置在卫星太阳电池阵上的传感器，用于采集卫星太阳电池阵上各个测点所在位置的脉冲响应信号；数据传输模块，用于将各个测点的脉冲响应信号传送到地面；卫星在轨振动监测与模态识别模块，用于接收和监测各个测点的脉冲响应信号；数据处理模块，用于根据各个测点的脉冲响应信号构造特征系统状态方程，并通过构造Hankel矩阵获取太阳电池阵在轨模态参数。本发明提供的方法具有较高的可靠性，且解决了大阵面太阳电池阵地面上模态频率测不准的问题。
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公开(公告)号：CN103674033A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310687784.5
申请日：2013-12-13
Applicant: 中国科学院电子学研究所
IPC: G01C21/24
CPC classification number: G01S13/90 , B64G1/24 , G05D1/0883 , G01S19/53
Abstract: 本发明实施例公开了一种星载SAR卫星姿态导引方法，所述方法包括：建立二体模型和SAR模型，根据所述二体模型和所述SAR模型获取卫星所在的零多普勒面的法线方向；根据所述SAR模型，当所述卫星的波束指向与所述零多普勒面的法线方向垂直时，获取所述卫星的偏航导引角，根据所述偏航导引角对所述卫星的姿态进行导引。本发明实施例同时还公开了一种星载SAR卫星姿态导引装置。采用本发明实施例的技术方案，实现了在零俯仰角或者在特定俯仰角的情况下，降低SAR回波数据的多普勒中心频率，使所述多普勒中心频率降低至零赫兹附近。
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公开(公告)号：CN102589917A
公开(公告)日：2012-07-18
申请号：CN201210042617.0
申请日：2012-02-23
Applicant: 华中科技大学
CPC classification number: B64G7/00 , B64G1/26 , B64G2001/245 , G05D1/0883
Abstract: 本发明提供一种无拖曳航天器的自由落体验证装置，包括航天器模拟装置，用于在地面上做自由落体运动；惯性传感器或加速度计，用于测量航天器模拟装置的残余扰动加速度；姿态敏感器，用于测量航天器模拟装置的姿态参数；无拖曳控制器，用于对残余扰动加速度和姿态参数进行处理得到反馈控制信号；推进器，用于在反馈控制信号控制下产生推力作用在所述航天器模拟装置上，使得航天器模拟装置克服外界环境的残余扰动和维持姿态。本发明通过航天器在地面短时间内的自由落体运动，模拟空间运行环境，把惯性传感器或加速度计、姿态敏感器，无拖曳控制器和推进器综合起来，在短时间可以实现空间无拖曳航天系统技术地面环境下的性能和功能测试验证。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN1174982A
公开(公告)日：1998-03-04
申请号：CN97102976.8
申请日：1997-01-11
Applicant: 环球星有限合伙人公司 , 戴姆勒-奔驰航空宇航公开股份公司
IPC: G01C21/24
CPC classification number: G05D1/0883 , B64G1/285 , B64G1/288 , B64G1/36 , B64G1/363 , B64G1/365 , B64G1/366 , B64G2001/245
Abstract: 本申请公开一种用于控制低轨道地球通讯卫星的方法和装置,该卫星由于需存储太阳能而按太阳定向。动量偏置既维持近地指向又附加了用于跟踪太阳进行的姿态控制所需的偏航控制动量。该方法有两个主要的步骤:1)为了校正所计算的控制转矩,以开路方式进行动量去耦合,以及闭路姿态补偿,以便根据两个控制定则原理中的一个对关于所计算的姿态的扰动进行校正。这样就综合了稳定的陀螺仪姿态控制和开路偏航控制两者的优点。
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公开(公告)号：CN1074187A
公开(公告)日：1993-07-14
申请号：CN92111579.2
申请日：1992-09-05
Applicant: 联邦德国航空航天有限公司
CPC classification number: G05D1/0883 , B64G1/24 , B64G1/28 , B64G1/281 , B64G1/38
Abstract: 用于三轴向稳定的，旋转航天器的姿态调节方法，涉及惰性空间内保持旋转方向和应用至少一个静区元件限制章动振幅，其特征在于，借助于分开的静区元件在超过给定的极限值(±dФ，dN)方面不仅不断地检查旋转方向离额定方位的偏差，而且不断地检查章动振幅，然后，当旋转方向位于给定的，允许极限(±dΦ)内时，为了减小章动的目的单独启动调节作用。
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公开(公告)号：CN104764468B
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201410674043.8
申请日：2014-10-30
Applicant: 因文西斯系统公司
Inventor： W·M·斯莱切塔
CPC classification number: G01L9/0041 , G01K5/46 , G01L13/025 , G05B23/0235 , G05D1/0883 , H03K19/00361
Abstract: 公开了一种转换速率检测电路。一种传感系统包括用于生成指示出所感测的物理特性的模拟电信号的传感器和用于将该模拟电信号转换成数字电信号A/D转换器。连接到A/D转换器的控制电路配置成接收数字电信号并根据所接收的数字电信号执行包括确定物理特性的测量值在内的多个传感系统操作。连接到传感器的转换速率检测电路配置成检测何时模拟电信号指示出超出阈值的转换速率，并且当转换速率被检测为超出阈值时生成中断电信号。控制电路响应于接收到中断信号来确定物理特性的测量值。
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公开(公告)号：CN106406330A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201611040941.3
申请日：2016-11-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明公开一种单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法，包含：选定气浮台机动过程的位置特征点；气浮台靠近第一个选定特征点建立初始状态；气浮台采用PD控制方法机动至所有选定位置特征点，记录干扰力矩和气浮台角度；根据选定的位置特征点处于平衡时的干扰力矩和气浮台角度，使用最小二乘算法得到干扰力矩幅值与气浮台平衡位置角度，确定气浮台机动过程中各位置处的干扰力矩。本发明为控制力矩前馈补偿提供了依据，降低了地面环境干扰对控制精度的影响，所选取位置点的干扰力矩测量只需进行相应次数的机动便可得到测量信息，通过最小二乘算法即可得到较为精确的干扰力矩模型。
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公开(公告)号：CN106325292A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610899957.3
申请日：2016-10-17
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
CPC classification number: G05D1/0883 , G05D1/101
Abstract: 本发明提供一种航天运载火箭通用控制器，包括控制板、时序板和姿控板；时序板包含M路点火单元；姿控板包含N路姿控驱动模块、N路姿控回采模块、压力采集模块、遥测配断电模块；控制板包括处理器DSP、可编程逻辑控制器CPLD、隔离电源、模拟开关、隔离放大器、M路时序回采模块、M路点火回采模块、P路指示输入模块、M路时序驱动模块、舵控输出模块、箭上CAN隔离驱动模块、地面CAN隔离驱动模块。本发明将火箭四个舱段控制器合并为一个通用控制器，模块化设计，通用性好，兼容性强。
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