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公开(公告)号：CN110127088A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910368565.8
申请日：2019-05-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 本发明涉及一种利用磁力矩器卸载卫星合成角动量的双滞环方法，属于卫星姿态控制技术领域。该方法针对磁卸载在地磁场方向刚满足卸载条件的轨道弧段附近磁控电压的频繁切换的问题，针对角动量误差以及地磁场矢量与角动量误差矢量夹角引入双滞环卸载策略，最后对卸载电压进行滤波平滑后输出，有效降低磁控力矩对卫星姿态稳定度的影响，实现了卫星的高稳定度姿态控制。相比传统磁卸载方法，采用本发明的方法可降低磁控力矩引起的卫星姿态角和角速度的波动，有效克服磁卸载对卫星的姿态稳定度产生的恶劣影响。
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公开(公告)号：CN105912025B
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201610403807.9
申请日：2016-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种基于特征模型的水平位置控制方法，首先在水平面内的运动模型分析的基础上，通过广义逆处理得到输入输出同时解耦的特征模型形式，并给出参数范围；然后运行循环控制过程：基于特征模型及参数范围进行在线辨识，得到特征参数估计值；基于特征参数估计值设计控制器，计算得到控制律；进行广义干扰估计，估计出水平面内两个通道的广义干扰；进行耦合及保守分配处理，计算获得执行机构命令；进行检测、配置与解耦处理，计算出两个通道的实际控制量。本发明的控制方法采用基于特征参数估计值进行自适应组合控制同广义干扰补偿相集合，实现输入与输出同时解耦，提高了在风场随机变化情况下水平位置的保持精度。
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公开(公告)号：CN105136150B
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201510509071.9
申请日：2015-08-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种基于多次星敏感器测量信息融合的姿态确定方法，适用于具有高精度姿态确定要求的航天器进行姿态确定，其中星敏感器的姿态输出频率需大于航天器的姿态确定周期。与传统直接利用星敏感器进行姿态测量输出不同，本发明方法在一个姿态确定周期内获得多次星敏感器测量结果后，按照权重进行星敏感器测量结果的数据融合，权重系数的取值与星敏感器测量时刻至当前姿态确定时刻的星时之差相关，使得本发明方法能够在进行数据融合时进行融合结果的优化，满足航天器应用对姿态确定所提出的高精度需求。
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公开(公告)号：CN106843246A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611179343.4
申请日：2016-12-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明一种用于动中成像姿态规划的时间控制方法，采取使用GPS秒脉冲进行时间锁存后计算获得GPS秒冲接收时刻，并利用数管分系统或星务分系统转发的GPS整秒时间，进行系统时间漂移的计算，对当前周期进行绝对校时的补偿；同时通过PI控制算法运算，使得该漂移偏差逐渐收敛至精确值。在非秒脉冲校时周期，系统按每周期均匀分配的时间漂移量补偿值进行周期性补偿，即在控制周期为125ms的情况下按照时间漂移补偿量的1/8实现控制分系统的均匀校时功能。此外在动中成像过程中，为防止校时调整带来姿态波动，在此期间系统自动停止引入GPS校时功能，使用PI算法得到收敛的作为任务期间时间补偿，完成系统的高精度控制。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102902204B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201210411130.5
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种飞艇遥控起飞/着陆预警方法，(1)建立包含动力学、运动学和热力学的飞艇数学模型；(2)将飞艇状态和飞艇所处环境的实时信息转换为相应物理量，即飞艇的位置、速度、姿态、飞艇所处环境的风速、风向、温度；(3)将遥控人员的实时操作转换为相应物理量，即飞艇舵面转角、推力；(4)利用步骤(2)、(3)中的物理量作为输入，通过对步骤(1)建立的飞艇数学模型进行开环仿真计算，得到当前时刻之后一段时间内飞艇的飞行轨迹仿真曲线以及飞行速度参数变化曲线；(5)遥控人员通过对仿真曲线和参数变化曲线进行判读，根据曲线判断已当前操作可能会引起的效果，如果有危及飞行安全的情况则立刻对操作方式进行修正，转步骤(2)循环，直至完成飞艇起飞或着陆的飞行动作。
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公开(公告)号：CN103336528B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201210211437.0
申请日：2012-06-18
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种欠驱动航天器三轴姿态稳定控制方法，针对只能输出两轴控制力矩的欠驱动航天器，设计了通过两轴姿态控制飞轮实现三轴姿态稳定的控制器。建立基于罗德里格斯参数的姿态运动学方程、惯性系内的姿态动力学方程；将整个系统简化整理为一个Brockett双积分系统，采用σ变换根据初始条件是否为零，得到系统状态可控的线性控制系统，设计控制律完成系统的状态稳定，达到航天器三轴姿态稳定控制的目的。所提方法可实现欠驱动航天器只具有两轴姿态控制力矩输出能力时的三轴姿态稳定控制，相对于现有欠驱动控制方法，该设计方法简单直观，易于星上实现，可用于各类采用飞轮的欠驱动航天器的三轴姿态稳定控制。
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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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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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