公开(公告)号：CN111913467B

公开(公告)日：2021-07-13

申请号：CN202010699418.1

申请日：2020-07-20

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王淑一 ,  刘潇翔 ,  袁利 ,  蒋庆华 ,  宗红 ,  刘羽白 ,  王硕

IPC: G05B23/02

Abstract: 本发明属于航天器控制系统健壮性、安全性设计技术领域，涉及一种航天器控制系统的系统级故障诊断方法。本发明提出的一种航天器控制系统的系统级故障诊断方法直接面向控制系统关键任务参数和技术指标，可有效提升航天器控制系统健壮性和安全性；本发明根据故障形式将具有耦合特征的复杂系统级故障进行明确划分，诊断所用信息直观，逻辑清晰，方法正确可靠；本发明针对不同的故障形式结合工作模式、部件特性、控制器设计等综合因素的诊断参数阈值和时间阈值设计方法，满足诊断的正确性和时效性需求。

公开(公告)号：CN113063444A

公开(公告)日：2021-07-02

申请号：CN202110362719.X

申请日：2021-04-02

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 田科丰 ,  宗红 ,  张春青 ,  王淑一 ,  郭子熙 ,  刘羽白

IPC: G01C25/00

Abstract: 一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，利用导星仪和星敏感器的光轴测量输出，实现对星敏感器光轴基准偏差的亚角秒精度标定，为实现极高精度姿态确定的必要步骤。由于星敏感器和导星仪的横轴测量输出相比光轴差一个量级以上，与传统利用星敏感器输出四元数对星敏感器矩阵进行标定的方法相比，本发明方法避免了在标定过程中引入星敏感器和导星仪等的横轴测量输出，因此采用本发明方法对星敏感器光轴的标定精度更高，可满足航天器应用对姿态确定所提出的极高精度需求。

公开(公告)号：CN110329549B

公开(公告)日：2021-02-09

申请号：CN201910487084.9

申请日：2019-06-05

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张国琪 ,  刘洁 ,  何英姿 ,  刘羽白 ,  雷拥军 ,  汤亮

IPC: B64G1/28 ,  B64G1/36

Abstract: 基于三节点舱构型的大尺度挠性航天器的分布式控制方法，首先进行大尺度挠性航天器的前舱、中舱、后舱姿态测量的星敏感器感器、陀螺的配置，前舱、中舱、后舱独立的星敏感器+陀螺滤波定姿，然后确定姿态测量基准，进而得到前舱与中舱的相对姿态矩阵、后舱与中舱的相对姿态矩阵，并确定前舱相对于中舱的姿态角速度、后舱相对于中舱的姿态角速度，最后根据被控航天器轨道信息将中舱惯性姿态转换为轨道系姿态信息，根据中舱轨道系姿态信息和目标姿态确定姿态控制误差，进而确定三舱分布式控制量，实现了整星分布式振动主动抑制。

公开(公告)号：CN111913467A

公开(公告)日：2020-11-10

申请号：CN202010699418.1

申请日：2020-07-20

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王淑一 ,  刘潇翔 ,  袁利 ,  蒋庆华 ,  宗红 ,  刘羽白 ,  王硕

IPC: G05B23/02

Abstract: 本发明属于航天器控制系统健壮性、安全性设计技术领域，涉及一种航天器控制系统的系统级故障诊断方法。本发明提出的一种航天器控制系统的系统级故障诊断方法直接面向控制系统关键任务参数和技术指标，可有效提升航天器控制系统健壮性和安全性；本发明根据故障形式将具有耦合特征的复杂系统级故障进行明确划分，诊断所用信息直观，逻辑清晰，方法正确可靠；本发明针对不同的故障形式结合工作模式、部件特性、控制器设计等综合因素的诊断参数阈值和时间阈值设计方法，满足诊断的正确性和时效性需求。

公开(公告)号：CN108631682B

公开(公告)日：2020-07-14

申请号：CN201810384059.3

申请日：2018-04-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 陆栋宁 ,  雷拥军 ,  刘羽白 ,  郭超勇 ,  李丽君

IPC: H02P21/18 ,  H02P6/06

Abstract: 本发明涉及一种挠性帆板驱动系统测角装置失效时的闭环控制方法，属于星载太阳帆板控制技术领域。该方法主要是针对采用永磁同步电机作为驱动元件的闭环控制太阳帆板驱动系统。本发明采用扩展Kalman滤波器(EKF)方法，根据帆板驱动过程中的电流和电压变化对帆板转速和转角进行实时估计，从而实现当帆板测角元件出现故障时的仍然能够维持闭环控制。相比帆板开环驱动方式，采用本发明的方法可有效提高帆板驱动系统在测角元件故障时的驱动平稳性，提高卫星的故障容错能力。

公开(公告)号：CN110162073A

公开(公告)日：2019-08-23

申请号：CN201910461598.7

申请日：2019-05-29

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 田科丰 ,  刘羽白 ,  王淑一 ,  关新 ,  姚宁 ,  张科备

IPC: G05D1/08

Abstract: 一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法，其中卫星轨迹规划中姿态可由任意姿态角、角速度和角加速度起始，规划至指定的姿态角、角速度和角加速度并且姿态参数全程受控。本发明方法是一种适应边界约束的分段正弦姿态机动轨迹规划方法既保证了卫星姿态的高效机动又保证了规划轨迹的光滑性，优化了稳定时间。本发明通过在实时控制阶段对轨迹进行实时计算保证了机动阶段对角速度与角加速度的全程受控，从而有效提高控制的精确度和可靠性。本发明特别适用于卫星任务规划和实时姿态控制的机动轨迹规划全过程。