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公开(公告)号：CN111680552A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010350572.8
申请日：2020-04-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种特征部位智能识别方法，适用于空间失效卫星局部典型部位识别领域。传统基于解析算法的目标典型部位识别存在边缘点识别误差大等问题，本发明设计了一种基于卷积神经网络的局部典型特征部位智能识别方法。首先针对失效卫星局部典型部位识别任务，创建包含丰富信息的卫星局部典型部位数据库，对典型部位的构件进行标注，构造训练数据集和测试数据集。然后构建一个深度卷积网络，使用训练数据集进行网络参数的训练，训练完成后，网络即可从输入图像中智能识别出的典型部位。
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公开(公告)号：CN108762231B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810546703.2
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，首先确定超精超稳超敏捷控制在轨验证的功能和性能指标要求，并根据要求设计在轨验证方法所需的硬件和软件部分，并将其组装成在轨验证系统，然后通过地面测试结果验证超精超稳超敏捷控制的功能性能要求，完善在轨验证方法在轨测试流程与方案，完成在轨测试结果验证超精超稳超敏捷控制效果。本发明为航天器超精超稳超敏捷控制的在轨验证提供一套切实可行的验证方案，并通过地面试验测试验证了其功能和性能指标要求，具有很好的使用价值。
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公开(公告)号：CN111605737A
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN202010393105.3
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法，适用于航天器相对运动控制领域。在追踪航天器与目标航天器相对姿态较大时，采用轨道外推获得追踪航天器和目标航天器的初始相对姿态，设计追踪航天器星体一级控制器实现敏捷机动以对目标航天器进行快速指向。当追踪航天器与目标航天器相对姿态较小时，通过光学相机进行载荷目标姿态规划。设计载荷二级姿态控制器，以光学载荷的测量信息为反馈，实现载荷光轴对目标航天器高精度指向控制。同时，针对追踪航天器星体和载荷控制器周期不同的问题，设计追踪航天器多级协同规划方法，利用卫星平台发送的姿态进行轨迹插值，实现载荷对目标姿态的高精度跟踪。
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公开(公告)号：CN110658836A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910888168.3
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于变速控制力矩陀螺群的故障重构方法及系统，适用于具有大角度快速机动和快速进入稳定工作状态的控制领域。航天器配备变速控制力矩陀螺，可以实现在大角度姿态机动过程中采用CMG控制模式，稳态控制时可采用高精度的动量轮控制方式。在轨运行中，当出现某个CMG故障后，往往切除该CMG，使用其他正常CMG进行姿态控制。对于变速CMG，若发生CMG低速故障而其高速转子工作正常，则可以将该故障CMG与其他CMG通过重构，转动到某种框架角位置后按照动量轮组进行姿态控制，实现变速控制力矩陀螺群的故障重构使用。
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公开(公告)号：CN110597062A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910889119.1
申请日：2019-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种控制力矩陀螺时延特性建模与补偿控制方法，适用于高分辨率对地观测等航天器具有敏捷机动与高稳定控制需求的领域。首先，建立了CMG框架角速度时延特性模型，并通过CMG不同框架角速度测试，辨识CMG的时延特性参数。在此基础上，设计了相应的时延特性补偿方法。闭环仿真结果表明：没有时延特性补偿，航天器姿态控制误差约在15″以内，角速度控制误差约在1.0×10-3(°/s)以内；有时延特补偿控制，航天器姿态控制误差约在2″以内，角速度控制误差约在0.3×10-3(°/s)以内。仿真结果验证了所设计的方法的正确性和先进性，提高了CMG框架角速度跟踪特性，从而提高了航天器姿态稳定度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108599524B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201810462080.0
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K41/035
Abstract: 一种大行程高精度智能挠性作动器，包括：柔性铰链限位筒(1)、柔性铰链(2)、支杆(3)、位移传感器被测面(4)、位移传感器(5)、限位块(6)、顶盖(7)、膜簧组合层(8)、动子安装盖(9)、音圈电机(10)、外筒(11)、底盖(12)，其中音圈电机(10)包括音圈电机动子(13)和音圈电机定子(14)。安装完成后，通过采用大量程高精度电涡流位移传感器(5)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结构简单，行程大，精度高，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：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
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。
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公开(公告)号：CN109002047A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810589560.3
申请日：2018-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明一种航天器粗精分层快慢结合主被一体多级复合控制方法，星体-载荷-快反镜三级系统中分层控制思路为：1)快反镜三级控制，采用导星敏感器为测量元件，采用快反镜作动器为执行机构，采用PID控制器实现快反镜滚动-俯仰轴超高精度指向控制。2)载荷二级控制：采用载荷星敏感器和测微陀螺以及FSM涡流为测量元件，采用主动指向超静平台(VIPPS)作动器为执行机构，采用PID控制器实现载荷高精度指向控制；3)星体一级控制：采用陀螺、载荷星敏感器以及VIPPS涡流为测量元件，采用动量轮为执行机构，采用PID控制器实现星体粗指向控制。
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公开(公告)号：CN108599524A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810462080.0
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K41/035
Abstract: 一种大行程高精度智能挠性作动器，包括：柔性铰链限位筒(1)、柔性铰链(2)、支杆(3)、位移传感器被测面(4)、位移传感器(5)、限位块(6)、顶盖(7)、膜簧组合层(8)、动子安装盖(9)、音圈电机(10)、外筒(11)、底盖(12)，其中音圈电机(10)包括音圈电机动子(13)和音圈电机定子(14)。安装完成后，通过采用大量程高精度电涡流位移传感器(5)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结构简单，行程大，精度高，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：CN119245976A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411374399.X
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明提供了一种挠性作动器刚度自主标定方法。方法包括：基于构建得到的挠性作动器运动学模型对每个挠性作动器的输出力进行调整，以使输出力呈正弦波形式；分别判断当前时刻挠性作动器的输出力是否大于预设标定阈值；若是，则基于作动器柔度标定公式对挠性作动器进行标定，得到挠性作动器的柔度标定值；若否，则将下一时刻作为当前时刻返回执行挠性作动器的输出力判定步骤；判断当前时刻的柔度标定值和上一时刻的柔度标定值的差值是否大于标定结束阈值，若是，则返回执行柔度标定值的判断步骤；若否，则基于当前时刻的柔度标定值以对挠性作动器的刚度进行标定。本方案，能够实现航天器在轨运行期间挠性作动器刚度特性参数的自主标定。
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