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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103466101B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201310383146.4
申请日：2013-08-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种使用动量轮快速大角度偏航姿态机动的方法，本方法利用星上控制分系统已有的偏航姿态偏置能力，加以地面遥控的方法，采取分步骤、多次注入偏置目标量的方法，将偏置量较大的一次控制分成偏置量较小的多次控制，通过多次小量控制，实现最终的偏航大角度机动。本方法设计精巧、实现简单、运行可靠，在不更改星上软件的前提下，较好的解决了倾斜轨道卫星飞控期间位置捕获和长期在轨位置保持中的实际需求。
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公开(公告)号：CN103970149A
公开(公告)日：2014-08-06
申请号：CN201410151653.X
申请日：2014-04-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 一种矢量调节机构的转角控制方法，针对特定的矢量调节机构，根据D-H连杆坐标系方法描述机构的运动关系，推导出矢量调节机构的精确模型，然后根据精确模型，将矢量调节机构的工作空间划分为几个区域，对每个区域使用平面对曲面进行近似并获得斜率矩阵。该控制方法以矢量调节机构的转角α和转角β的当前值和目标值之差为输入，根据斜率矩阵进行路径规划，可以将矢量调节机构的转角控制到目标范围。本发明解决了在保证控制精度的同时减少星载计算机的计算时间的问题，同时解决了针对参数差异不大的不同矢量调节机构，同样的转角控制方法都能够保证控制精度的问题。
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公开(公告)号：CN103072703B
公开(公告)日：2013-10-16
申请号：CN201310036403.7
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种欠驱动的卫星进动控制方法，步骤为：（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定进动控制的方向和大小；（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩和进动控制方向的几何关系，并选取喷气控制力矩在进动控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为进动控制发动机；（3）在tz0+n*Ts+Ts/2-Tp/2时刻，使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，此后每间隔n个自旋周期Ts就使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，直至卫星的自旋轴到达目标自旋轴的方位。本发明采用脉冲调制进动控制策略，操作简便，同时可以减小进动控制所产生的章动。
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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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公开(公告)号：CN102591349A
公开(公告)日：2012-07-18
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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