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公开(公告)号：CN106125748B
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201610569754.8
申请日：2016-07-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，首先确定系统控制带宽、伪速率调制器内控制环路控制参数保证系统的稳定性，再给出喷气系统控制精度、发动机最小喷气脉宽、发动机产生的角加速度间的约束关系，针对不同的设计任务，完成系统参数的确定。该方法可以根据喷气系统角加速度、最小喷气脉宽确定姿态控制精度；也可根据喷气控制精度，最小喷气脉宽，确定发动机大小；根据喷气控制精度，发动机推力配置，确定发动机最小喷气脉宽。该方法可应用于任意航天器的喷气控制系统，避免目前喷气控制系统参数设计依靠设计师经验，需反复试凑迭代，提高工作效率，并为参数提供理论设计依据。
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公开(公告)号：CN108801270A
公开(公告)日：2018-11-13
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：CN106020225A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610589116.2
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本专利公布了一种大型组合体转位控制方法，建立了基座与操作目标一体的转位动力学方程，方程中同时考虑了执行机构的角动量方程、重力梯度力矩、气动力矩；对转位时间区间进行离散化，以初始姿态为基准，利用数学仿真，求取每个离散时间点上执行机构角动量相对姿态的偏导数，进而求取姿态增量，使在新姿态历程下，执行机构角动量减小，反复多次求取姿态增量，直到执行机构的角动量不饱和；再利用姿态跟踪控制器使组合体姿态跟踪期望的姿态历程，从而在进行转位时，保证执行机构角动量不饱和，完成转位控制。
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公开(公告)号：CN119472407A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411568934.5
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种基于多源信息融合的航天器控制系统故障识别方法及装置。方法包括：将航天器在研制、测试过程中的数据以及在轨历史数据进行多源融合，得到多个故障样本；每个故障样本均设置有故障标签，每个故障标签分别用于表征故障样本对应的故障模式；对每个故障样本进行归一化，得到归一化后的故障样本；基于预设的聚类算法对归一化后的故障样本进行分簇处理，得到多个簇以及每个簇的故障模式；每个簇至少包括一个核心对象；针对任一时刻的在轨数据，计算该在轨数据与每个簇中的核心对象的距离，以基于计算出的距离确定该在轨数据所属的簇；将该在轨数据所属的簇对应的故障模式确定为其识别结果。本申请，可以提高航天器故障识别的准确性。
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公开(公告)号：CN119443241A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411569089.3
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06N5/022 , G06F18/2433
Abstract: 本发明公开了一种基于知识图谱的航天器故障定位方法及装置。方法包括：基于航天器的历史遥测数据构建知识图谱；知识图谱以航天器的遥测数据为实体变量，以遥测数据之间的因果关系为图谱关系；基于航天器在预设时间段内的正常遥测数据，生成变换矩阵；针对任一时刻的在线遥测数据，均基于变换矩阵对在线遥测数据进行故障诊断，以确定在线遥测数据中的异常数据；基于知识图谱，从在线遥测数据中确定与异常数据相关的候选数据集；计算候选数据集中的每个数据与异常数据之间的相关系数，以基于计算出的相关系数对航天器进行故障诊断。本申请，可以确定遥测数据与异常数据之间的关系，为航天器故障准确定位提供依据。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106125748A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610569754.8
申请日：2016-07-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0825
Abstract: 本发明一种伪速率喷气控制系统参数确定方法，首先确定系统控制带宽、伪速率调制器内控制环路控制参数保证系统的稳定性，再给出喷气系统控制精度、发动机最小喷气脉宽、发动机产生的角加速度间的约束关系，针对不同的设计任务，完成系统参数的确定。该方法可以根据喷气系统角加速度、最小喷气脉宽确定姿态控制精度；也可根据喷气控制精度，最小喷气脉宽，确定发动机大小；根据喷气控制精度，发动机推力配置，确定发动机最小喷气脉宽。该方法可应用于任意航天器的喷气控制系统，避免目前喷气控制系统参数设计依靠设计师经验，需反复试凑迭代，提高工作效率，并为参数提供理论设计依据。
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公开(公告)号：CN119512031A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411568812.6
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于滑模观测器的推力器故障识别方法及装置。方法包括：基于航天器动力学模型，设计滑模观测器；基于航天器系统的陀螺输出，计算当前控制周期航天器的真实三轴角速度；基于滑模观测器，估计当前控制周期航天器的估计三轴角速度；基于真实三轴角速度和估计三轴角速度，确定当前控制周期的残差函数；基于残差函数与预设阈值之间的关系，确定当前控制周期是否存在推力器故障；若存在，则基于残差函数计算当前控制周期估计的推力器故障矩阵，并计算当前控制周期估计的推力器故障矩阵与预先确定的推力器故障矩阵中每一列的夹角，将夹角最小的一列对应的推力器确定为故障推力器。本申请，可以将故障定位到每个推力器。
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公开(公告)号：CN119356409A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411486721.8
申请日：2024-10-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明提供了一种大挠性双轴太阳帆板的控制方法及装置。方法包括：基于太阳方位在本体坐标系和轨道坐标系下的投影，分别计算α轴和β轴对准太阳的目标转角；分别将α轴和β轴的当前转角与其目标转角进行作差，得到α轴和β轴的当前跟踪误差；将α轴和β轴的当前跟踪误差分别与设定阈值相比较，若α轴或β轴的当前跟踪误差超过设定阈值，则分别利用α轴或β轴的捕获控制策略进行自主捕获；若α轴和β轴的当前跟踪误差均超所设定阈值，则根据α轴的运转状态确定双轴帆板中α轴和β轴的捕获顺序，根据捕获顺序依次分别利用α轴和β轴的捕获控制策略进行自主捕获。本方案能够实现大挠性太阳双轴帆板的平滑稳定控制。
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公开(公告)号：CN112319852A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011148620.1
申请日：2020-10-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/10
Abstract: 一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，属于航天器控制领域。航天器GNC模块在每个控制周期内不仅计算各个CMG的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给CMG单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息，对CMG单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
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