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公开(公告)号：CN111605735A
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN202010351874.7
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角动量分析方法，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，难以最大限度的发挥控制力矩陀螺群角动量能力。针对此，设计一种航天器三超控制可变包络角动量分析方法。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，实现控制力矩陀螺群角动量包络的进一步提升，分析结果表明安装倾角可变时，在XOY平面内控制力矩陀螺群合成角动量能够由250Nms提高到261Nms，在Z轴方向控制力矩陀螺群合成角动量能够由145Nm提高到279Nms，提高了航天器敏捷机动能力。
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公开(公告)号：CN108801270B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810588771.5
申请日：2018-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，步骤为：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值；(4)无测量值时，建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)有测量值时，采用导星敏感器的测量值qfm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程。
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公开(公告)号：CN108995829B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201810716502.2
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种平台在轨标定方法，特别是一种六自由度Gough‑Stewart平台在轨标定方法，通过补偿主动指向超静平台的作动器力系数，降低主动指向超静平台的作动器载荷三轴姿态耦合系数。包括步骤：根据归一化处理的载荷整体的三轴姿态、三轴主惯量，确定载荷整体的质心三轴实际受到的合力矩归一化结果；根据归一化处理的载荷质心的平动位移，归一化处理载荷质心三轴实际作用力。根据归一化处理的载荷质心的平动位移和归一化处理载荷质心三轴实际作用力，迭代计算给出作动器力系数的最优解。根据辨识的作动器力系数补偿主动指向超静作动器驱动电流，实现主动指向超静平台的载荷三轴姿态解耦，降低三轴姿态耦合系数。
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公开(公告)号：CN108639383B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201810461473.X
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于分布式柔性结构的智能挠性作动器，包括：上柔性铰链(2)、支杆(3)、连接块(4)、下柔性铰链(6)、上膜簧(7)、动子安装盖(9)、音圈电机(10)、外筒(11)、定子安装盖(12)、下膜簧(13)、位移传感器被测件(14)、位移传感器(15)、底盖(16)。安装完成后，通过大量程高精度电涡流位移传感器(15)的测量反馈和大行程快响应音圈电机(10)的控制输出，实现智能挠性作动器的振动隔离、扰振抑制和精确指向调节。本发明的智能挠性作动器采用双膜簧和双柔性铰链结构形式，控制精度高、扩展性好，可广泛的应用于航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷控制领域。
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公开(公告)号：CN110697085A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910872219.3
申请日：2019-09-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种双SGCMG与磁力矩器组合的卫星控制方法，解算出两个非平行的SGCMG合成角动量为零所对应的标称框架角。其次，根据标称框架角构型，构造新的控制框架，从而实现将三维控制力矩指令空间分解为分别由SGCMG与磁力矩器来实现的两正交子空间，并根据SGCMG与磁力矩器输出力矩量级给出了不同的控制参数的选择方式。最后，根据不同子空间的控制指令，给出了SGCMG框架角速度指令与考虑磁卸载的磁力矩器控制磁矩求解公式。本发明解决了当控制力矩陀螺发生故障仅余两个可用时的系统姿态控制问题，以达到充分延长卫星使用寿命的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110417231A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910569897.2
申请日：2019-06-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K41/035 , H02K11/21 , H02K15/00 , G01B7/02
Abstract: 一种集成电涡流位移传感器的音圈作动器及装配方法，包括：柔性铰、作动杆、上壳体、涡流盘、柔性结构、转接轴、主壳体、动子压盘、音圈电机动子、音圈电机定子、定子压盘、限位块、限位盘、测量板、导热索、电涡流位移传感器。采用内外层等厚垫环的双膜簧柔性结构，有效提高膜簧刚度，同时，装配时采用等厚度的刚性替代件替代柔性结构，克服柔性结构变形引起的装配尺寸测量困难的问题，同时可获得准确的作动器修配尺寸。本发明可提高音圈作动器的控制精度及承载能力，同时提高产品使用寿命。
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公开(公告)号：CN110329545A
公开(公告)日：2019-10-15
申请号：CN201910636017.9
申请日：2019-07-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，属于卫星姿态控制技术领域。本发明提出的基于机动能力约束的任务规划系统设计方法，是一种全新的针对实现多点目标、匀地速主动推扫和匀角速度扫描等多种模式成像任务规划的解决方法，很好地解决了由于主动推扫和被动推扫成像任务混合且主动推扫任务复杂多样导致的星上统一成像任务指令实现困难以及各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间计算问题。
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公开(公告)号：CN108319143A
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201810139198.X
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，首先进行常规姿态机动规划初始化计算，得到目标动坐标系相对于卫星轨道系的初始四元数、机动规划参数，然后在每个控制周期根据机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果，最后在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵，目标动坐标系相对于惯性系的角速度，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数和实时规划相对于惯性系角速度，完成航天器对动坐标系机动目标实时规划。
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公开(公告)号：CN119471751A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411594222.0
申请日：2024-11-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种载荷能力约束下的星上自主任务可见性快速确定方法，该方法包括：获取目标位置信息、规划时间内各等间隔的时间网格点上的卫星位置信息和轨道信息；根据轨道信息在规划时间内确定目标可见的轨道圈次，并根据目标位置信息、轨道圈次所包括的各时间网格点上的卫星位置信息和预设探测距离，确定轨道圈次内的第一可见时间区间；根据卫星的视场角，从第一可见时间区间中确定满足视场角约束的第二可见时间区间；根据卫星的载荷时钟角范围，从第二可见时间区间中确定满足载荷时钟角约束的第三可见时间区间。本方案能够高效且准确地确定载荷能力约束下星上自主任务的可见时间区间，计算高效且通用性好。
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公开(公告)号：CN119270928A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411374419.3
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明提供了一种地表曲线条带目标的跟踪方法及装置。方法包括：利用WGS84坐标系对获得的若干个曲线条带目标的地表位置参数进行拟合，得到曲线条带目标在WGS84坐标系下的位置矢量；将所述曲线条带目标在WGS84坐标系下的位置矢量进行转换，得到所述曲线条带目标在J2000惯性系下的位置矢量；根据所述曲线条带目标在J2000惯性系下的位置矢量，得到卫星指向所述曲线条带目标的矢量；基于卫星指向所述曲线条带目标的矢量，计算卫星指向所述曲线条带目标的姿态角；根据所述卫星指向所述曲线条带目标的姿态角，得到卫星指向曲线条带目标的惯性四元数和惯性角速度，以对所述地表曲线条带目标进行跟踪。本方案，够满足地表曲线条带目标的高效能成像。
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