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公开(公告)号：CN117193024B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311443189.7
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置。包括：确定耦合发动机组和耦合自由度；计算耦合发动机组的分配阵和在各耦合自由度的最大控制能力；针对每一个控制周期，均执行：基于耦合发动机组在各耦合自由度的最大控制能力，对获取的当前控制周期的目标位置控制量和目标姿态控制量进行限幅，以确定待分配的冲量和冲量矩；基于待分配的冲量和冲量矩、分配阵以及耦合发动机组的开机时长的零空间解，确定耦合发动机组的开机时长矩阵，将耦合发动机组和解耦发动机组的开机时长矩阵进行同比缩放，得到每一个发动机的最终开机时长。本方案可以使燃料消耗最少、可以解决发动机单向性问题且计算量较小。
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公开(公告)号：CN111610795B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202010398009.8
申请日：2020-05-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明一种基于伪逆可解的最小配置姿控推力器指令分配方法，步骤如下：1)计算4个推力器在航天器本体上的安装配置矩阵A；2)根据期望姿态与实际测量姿态的偏差由PD控制律，计算得到需要的控制冲量；3)建立推力器开机时间与控制冲量的关系式；4)利用矩阵伪逆可解方法，求解伪逆通解；5)利用零空间概念，得到推力器开机时间的特解；6)选取使得推力器开机时间T≥0且|T|最小即燃料消耗最小的解；7)采用开机时长比例缩放技术，对推力器开机时间T进行处理。
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公开(公告)号：CN114718988A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210345609.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F16F15/127 , F16F15/12
Abstract: 本发明一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，上板和下板的边缘通过多个周向均布的连接板连接；阻尼单元的两端分别连接上板和下板。本发明设计了挠性框体以替代传统开槽弹簧作为刚度元件，实现了飞轮隔振器轻小型和紧凑型结构改进，而且通过采用三类不同刚度的阻尼元件构成阻尼单元，既能够在发射段抵抗大冲击载荷，保证飞轮轴系等关键部件不受损伤，又可以有效隔离飞轮在轨工作时传递至航天器平台的振动，起到双向隔振的作用，为航天器平台高精度、高稳定度指标的实现提供技术支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111610795A
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN202010398009.8
申请日：2020-05-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明一种基于伪逆可解的最小配置姿控推力器指令分配方法，步骤如下：1)计算4个推力器在航天器本体上的安装配置矩阵A；2)根据期望姿态与实际测量姿态的偏差由PD控制律，计算得到需要的控制冲量；3)建立推力器开机时间与控制冲量的关系式；4)利用矩阵伪逆可解方法，求解伪逆通解；5)利用零空间概念，得到推力器开机时间的特解；6)选取使得推力器开机时间T≥0且|T|最小即燃料消耗最小的解；7)采用开机时长比例缩放技术，对推力器开机时间T进行如下处理。
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公开(公告)号：CN117193024A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311443189.7
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置。包括：确定耦合发动机组和耦合自由度；计算耦合发动机组的分配阵和在各耦合自由度的最大控制能力；针对每一个控制周期，均执行：基于耦合发动机组在各耦合自由度的最大控制能力，对获取的当前控制周期的目标位置控制量和目标姿态控制量进行限幅，以确定待分配的冲量和冲量矩；基于待分配的冲量和冲量矩、分配阵以及耦合发动机组的开机时长的零空间解，确定耦合发动机组的开机时长矩阵，将耦合发动机组和解耦发动机组的开机时长矩阵进行同比缩放，得到每一个发动机的最终开机时长。本方案可以使燃料消耗最少、可以解决发动机单向性问题且计算量较小。
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公开(公告)号：CN119714307A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202510240827.8
申请日：2025-03-03
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种面向火星采样返回的环火轨道无源测角初始定轨方法，建立绝对动力学模型，获取航天器的绝对运动状态并推导相对运动状态X；利用传感器测量量H和X构建数据集；接着设计网络架构，输入数据I为追踪器在火星赤道惯性坐标系的位置和速度坐标以及由H转换的角度信息，输出数据为X；最后根据环火观测条件调整观测间隔dt和次数k，以有限的观测数据训练物理信息神经网络，定义包括损失函数FY和物理规律惩罚项FD的总损失函数F，通过F梯度下降法最小化损失函数来优化权重系数和偏置。本发明离线训练神经网络，构建从目标的视线角测量序列到目标轨道的网络映射模型，并固化在返回器上在线使用，实现采样器短弧无源测量快速定轨。
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公开(公告)号：CN114718988B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202210345609.7
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: F16F15/127 , F16F15/12
Abstract: 本发明一种基于挠性框体的卫星飞轮隔振器，上板和下板的边缘通过多个周向均布的连接板连接；阻尼单元的两端分别连接上板和下板。本发明设计了挠性框体以替代传统开槽弹簧作为刚度元件，实现了飞轮隔振器轻小型和紧凑型结构改进，而且通过采用三类不同刚度的阻尼元件构成阻尼单元，既能够在发射段抵抗大冲击载荷，保证飞轮轴系等关键部件不受损伤，又可以有效隔离飞轮在轨工作时传递至航天器平台的振动，起到双向隔振的作用，为航天器平台高精度、高稳定度指标的实现提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN108549219A
公开(公告)日：2018-09-18
申请号：CN201810267074.X
申请日：2018-03-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种航天器喷气控制器参数辅助设计方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：得到线性环节的频率特性；判断喷气控制器是否为施密特触发器；得到施密特触发器形式的喷气控制器的描述函数，并得到在描述函数意义下的极限环交点和在时域意义下的稳态极限环特性；比较极限环频率与挠性附件频率；判断喷气控制器是否为储能非线性控制器；根据非线性环节的输入输出结果得到N组相平面等效增益和等效相移；根据相平面等效增益和等效相移绘制数值描述函数曲面。本发明解决了航天器姿态控制中喷气控制器参数设计问题，该方法具有通用性，能够为工程应用提供参考。
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