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公开(公告)号：CN108725850A
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201810709931.7
申请日：2018-07-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种空间对接锁紧机构，包括被动端和主动端，被动端安装在目标星对接面上，主动端安装在服务星对接面上，被动端上设置有把手；主动端包括导向槽、阻尼器、微动开关、定位座、电机、减速器、导轨和卡爪，导向槽呈非对称V型结构，导向槽一端与单一卡爪一端铰接，导向槽另一端与阻尼器连接，导向槽底端与导轨连接，导向槽底端沿导轨运动时，可触及微动开关并启动电机，带动卡爪与导向槽闭合捕获把手，直至将把手压紧到定位座上。
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公开(公告)号：CN104062976B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410256156.6
申请日：2014-06-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，根据控制系统执行机构的力矩和角动量提供能力，设计了经历加速、匀速和减速三个过程的姿态机动路径，在加速和减速过程中，均保证角加速度的导数为标准正弦曲线，保证了整个机动过程中的力矩输出不仅连续，且一阶导数连续，使得整个机动过程力矩输出的平稳变化，姿态机动过程中对挠性模态的激发作用小。在飞行器姿态机动到位后，由于挠性模态振动幅值较小，所以飞行器的姿态能够迅速稳定，从而实现了快速机动快速稳定控制。本方法特别适用于挠性模态耦合严重的飞行器进行快速机动控制，能够实现快速稳定的控制需求。
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公开(公告)号：CN104281150A
公开(公告)日：2015-01-14
申请号：CN201410515853.9
申请日：2014-09-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种姿态机动的轨迹规划方法，该方法的步骤包括：(1)确定特征主轴和欧拉角；(2)对欧拉角进行轨迹规划得到特征主轴方向上的规划角速度函数和规划角度函数；(3)计算姿态机动过程中的规划四元数函数和规划目标角速度函数；(4)输出规划四元数函数和规划目标角速度函数到外部控制系统；该方法可以适用于单轴、双轴或三轴机动情况，可以得到最短路径的机动轨迹，实现多轴同时机动到位并稳定，满足快速机动的需求。
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公开(公告)号：CN104085539A
公开(公告)日：2014-10-08
申请号：CN201410298836.4
申请日：2014-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 成像定标的姿态控制方法，包括以下步骤：(1)敏感器的安装布局；(2)执行机构的安装布局；(3)姿态确定；(4)姿态轨迹规划；(5)姿态控制误差计算；(6)姿态控制。本发明在成像定标中可以自主选择姿态确定方法，在姿态机动过程引入姿态修正或姿态更新，既适用于陀螺正常情况，也适应于陀螺故障情况，有利于飞行器延寿和安全可靠，综合设计的姿态控制算法，提供高品质的姿态，有利于遥感器的在轨成像标定。
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公开(公告)号：CN104062976A
公开(公告)日：2014-09-24
申请号：CN201410256156.6
申请日：2014-06-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，根据控制系统执行机构的力矩和角动量提供能力，设计了经历加速、匀速和减速三个过程的姿态机动路径，在加速和减速过程中，均保证角加速度的导数为标准正弦曲线，保证了整个机动过程中的力矩输出不仅连续，且一阶导数连续，使得整个机动过程力矩输出的平稳变化，姿态机动过程中对挠性模态的激发作用小。在飞行器姿态机动到位后，由于挠性模态振动幅值较小，所以飞行器的姿态能够迅速稳定，从而实现了快速机动快速稳定控制。本方法特别适用于挠性模态耦合严重的飞行器进行快速机动控制，能够实现快速稳定的控制需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103941741A
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201410174771.2
申请日：2014-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法，针对控制力矩陀螺群的控制问题，首先测量当前的框架角位置，并与标称框架角进行比较以求得两者偏差，根据偏差设计回标称框架角的低速框架指令。然后将得到的回标称框架角控制指令投影到控制力矩陀螺框架运动的零空间。最后，通过与传统的基于Jcobian矩阵求解低速框架角速度指令的方法及奇异规避的方法相结合，得到最终的控制力矩陀螺框架角速度的控制量。本发明方法能够保证在不对星体姿态产生影响的条件下，使得控制力矩陀螺顺利回归框架标称位置，从而使得控制力矩陀螺保持良好的构型，非常适合于有外扰作用或多轴大角度机动卫星的控制系统。
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公开(公告)号：CN103941739A
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201410151622.4
申请日：2014-04-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于多项式的卫星姿态机动方法，其中卫星姿态起始时刻的姿态角、角速度和角加速度均可任意，同时卫星机动结束时刻的姿态角、角速度和角加速度也可以任意指定。本发明方法能够保证将卫星姿态在指定时刻导引至目标值，并保证机动全路径的平稳性。同时，末端平滑技术的使用还能保证卫星机动结束时刻的姿态角速度和角加速度均能平滑过渡，保证了机动结束时刻卫星的姿态控制误差较小，从而保证了机动结束时的性能。本发明方法特别适用于敏捷卫星进行动中成像观测、目标跟踪等机动任务的状态建立阶段，易于满足机动到位即稳定的要求。
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公开(公告)号：CN103112604B
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310036399.4
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，首先对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制；当不满足动量轮卸载条件时，采用动量轮进行三轴姿态控制直至卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值，然后计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制。本发明的方法可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。
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公开(公告)号：CN103112604A
公开(公告)日：2013-05-22
申请号：CN201310036399.4
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种卫星轨道控制方法，能够在偏航轴和滚动轴的其中一个轴的姿态控制发动机工作不正常情况下实现卫星的轨道控制，首先对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载条件判断，当满足动量轮卸载条件时，对姿态控制发动机工作正常的两个轴进行动量轮卸载，对姿态控制发动机工作不正常的轴采用动量轮进行姿态控制；当不满足动量轮卸载条件时，采用动量轮进行三轴姿态控制直至卫星三轴姿态角和角速度均小于设定的角度阈值和角速度阈值，然后计算轨道控制时间，轨道控制发动机按照所计算的轨道控制时间进行轨道控制。本发明的方法可实现欠驱动情况下的快速轨道机动。
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