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公开(公告)号：CN113485461B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110749697.2
申请日：2021-07-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种基于多分系统协作的在轨帆板自适应调整方法和系统，该方法包括：获取当前分流电压和蓄电池组电量；对卫星能源供给情况进行评估，得到能源供给评估结果；判断是否满足设定切换条件；当满足设定切换条件时，从基于模拟太阳敏感器的帆板对日跟踪控制模式切换至基于帆板转角的偏置跟踪控制模式，对帆板进行在线自主偏置跟踪控制，实时调整帆板与太阳光线之间的夹角，完成在轨帆板自适应调整。本发明既保证了能源供给又避免了充放电分流，为在轨载荷提供了优质的磁环境，解决了当前在轨测试任务的巨大现实困难。
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公开(公告)号：CN113485461A
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202110749697.2
申请日：2021-07-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明公开了一种基于多分系统协作的在轨帆板自适应调整方法和系统，该方法包括：获取当前分流电压和蓄电池组电量；对卫星能源供给情况进行评估，得到能源供给评估结果；判断是否满足设定切换条件；当满足设定切换条件时，从基于模拟太阳敏感器的帆板对日跟踪控制模式切换至基于帆板转角的偏置跟踪控制模式，对帆板进行在线自主偏置跟踪控制，实时调整帆板与太阳光线之间的夹角，完成在轨帆板自适应调整。本发明既保证了能源供给又避免了充放电分流，为在轨载荷提供了优质的磁环境，解决了当前在轨测试任务的巨大现实困难。
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公开(公告)号：CN107544466B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710832118.4
申请日：2017-09-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法，属于航天器姿态确定与控制技术领域，特别涉及一种应用于航天器上的单框架控制力矩陀螺作为航天器姿态控制执行机构的故障诊断方法，适用于采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的航天器。本发明的方法利用SGCMG低速框架理论运动角度和实际低速框架运行的角度偏差进行故障检测，并在故障判定阈值设计上与SGCMG运动状态结合起来，根据SGCMG指令角速度大小自主动态调整故障诊断阈值，提高了SGCMG低速框架运动速度变化较大应用场合的故障诊断可靠性和准确性。
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公开(公告)号：CN103950556B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410163314.3
申请日：2014-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种控制力矩陀螺替代动量轮的卫星稳态控制方法。当正常工作的动量轮数量为三个时，传统方式下动量轮只能以角动量过零方式工作实现姿态稳定控制，此时控制精度有所下降。针对这一问题，本发明提出了将备份控制力矩陀螺高速转子作为角动量固定动量轮使用，通过转动低速框架角提供某一方向的固定偏置角动量，使得剩余三个动量轮可以工作在偏置状态，从而使系统进入以备份控制力矩陀螺高速转子和三个工作在偏置角动量状态的动量轮组成的零动量控制系统的稳态控制模式，避免动量轮过零使用的精度损失问题。该方法使冷备份控制力矩陀螺兼顾了侧摆机动和稳态控制的备份作用，提高了该类卫星执行机构在轨使用的可靠性。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN113447043B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110558203.2
申请日：2021-05-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出本一种基于GNSS的卫星天文导航系统误差自主标定方法及系统，在满足自主天文导航系统需求的地球中心方向测量基础上，可在直接采用GNSS定轨数据的同时，利用这些高精度定轨数据，对天文导航测量系统中因安装、热交变等引起的系统误差进行实时标定。本发明提出的标定方法可自主运行，利用不同类型自主导航系统的优势和特点，通过误差标定保证了天文导航方法单独运行的精度，提高了导航系统的可靠性和适应性，标定方法也简单易行，具有较高的工程指导意义和实用价值。
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公开(公告)号：CN113063444B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202110362719.X
申请日：2021-04-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，利用导星仪和星敏感器的光轴测量输出，实现对星敏感器光轴基准偏差的亚角秒精度标定，为实现极高精度姿态确定的必要步骤。由于星敏感器和导星仪的横轴测量输出相比光轴差一个量级以上，与传统利用星敏感器输出四元数对星敏感器矩阵进行标定的方法相比，本发明方法避免了在标定过程中引入星敏感器和导星仪等的横轴测量输出，因此采用本发明方法对星敏感器光轴的标定精度更高，可满足航天器应用对姿态确定所提出的极高精度需求。
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公开(公告)号：CN113063444A
公开(公告)日：2021-07-02
申请号：CN202110362719.X
申请日：2021-04-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，利用导星仪和星敏感器的光轴测量输出，实现对星敏感器光轴基准偏差的亚角秒精度标定，为实现极高精度姿态确定的必要步骤。由于星敏感器和导星仪的横轴测量输出相比光轴差一个量级以上，与传统利用星敏感器输出四元数对星敏感器矩阵进行标定的方法相比，本发明方法避免了在标定过程中引入星敏感器和导星仪等的横轴测量输出，因此采用本发明方法对星敏感器光轴的标定精度更高，可满足航天器应用对姿态确定所提出的极高精度需求。
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公开(公告)号：CN113447043A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110558203.2
申请日：2021-05-21
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出本一种基于GNSS的卫星天文导航系统误差自主标定方法及系统，在满足自主天文导航系统需求的地球中心方向测量基础上，可在直接采用GNSS定轨数据的同时，利用这些高精度定轨数据，对天文导航测量系统中因安装、热交变等引起的系统误差进行实时标定。本发明提出的标定方法可自主运行，利用不同类型自主导航系统的优势和特点，通过误差标定保证了天文导航方法单独运行的精度，提高了导航系统的可靠性和适应性，标定方法也简单易行，具有较高的工程指导意义和实用价值。
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