-
公开(公告)号：CN108801270B
公开(公告)日：2020-06-09
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。
-
公开(公告)号：CN106020225B
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201610589116.2
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
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。
-
公开(公告)号：CN102880183B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210388527.7
申请日：2012-10-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于偏航机动的控制力矩陀螺角动量管理方法，当星体处于偏航机动模式时，控制力矩陀螺系统角动量管理的目标是使控制力矩陀螺系统角动量跟随星体标称角动量的变化，使整星处于零动量状态。本发明针对偏航机动特点，根据控制力矩陀螺系统角动量和星体标称角动量计算磁卸载目标角动量，根据所述磁卸载目标角动量进行磁卸载。在偏航机动期间应用本方法，提高了磁卸载的效率，减小磁卸载的频率和强度，有效减小控制力矩陀螺系统的角动量峰值，避免角动量饱和，节省推进剂。
-
公开(公告)号：CN113190028B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202110350448.6
申请日：2021-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种敏捷卫星指向控制方法，包括：根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；针对不同扫描条带的扫描速度，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，始末端角速度非零，始末角位移为零；将目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，始末角速度、始末端角位移均为非零；根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩。本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。
-
公开(公告)号：CN114564351A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202210120616.7
申请日：2022-02-07
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明一种基于多边形相似度的航天器控制系统健康状态监测方法，包括：对航天器数据进行归一化处理；对归一化处理之后的数据，进行基于主元分析的特征提取；以每个特征为顶点，通过顶点与顶点之间的连线构建多边形；计算多边形的相似度，进行航天器健康监测。本发明通过分析多边形周长和各顶点所示曲线的峰值、差值和绝对值等误差，全方位地对多边形的相似性进行度量，保证了航天器健康状态监测的准确性。同时，将多维数据之间的关联关系以多边形的方式进行表现，当出现异常征兆时，能够非常简单直观地呈现出来，提高了航天器健康监测的可视化水平。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106125750B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201610589119.6
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于内模原理的大型组合体姿态控制方法。大型组合体航天器质量达到百吨至千吨吨量级，与普通航天器采用磁力矩器进行卸载不同，工程上不存在与大型组合体干扰相匹配的磁力矩器。对大型组合体进行系统建模，包括对姿态动力学建模、执行机构的角动量动力学建模，对环境力矩，包括重力梯度力矩、气动力矩均进行了详细建模。考虑到重力梯度、气动力矩的频率成份均与轨道角速度相关，因此利用内模原理，对环境力矩的各频率成份幅值进行辨识，利用LQR方法设计状态空间系统的反馈控制器，实现了利用重力梯度力矩、气动力矩的大型组合体的姿态控制。
-
公开(公告)号：CN112319852B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202011148620.1
申请日：2020-10-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
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。
-
-
公开(公告)号：CN113190028A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110350448.6
申请日：2021-03-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种敏捷卫星指向控制方法，包括：根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；针对不同扫描条带的扫描速度，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，始末端角速度非零，始末角位移为零；将目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，始末角速度、始末端角位移均为非零；根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩。本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。
-
公开(公告)号：CN106125750A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610589119.6
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0825
Abstract: 本发明公开了一种基于内模原理的大型组合体姿态控制方法。大型组合体航天器质量达到百吨至千吨吨量级，与普通航天器采用磁力矩器进行卸载不同，工程上不存在与大型组合体干扰相匹配的磁力矩器。对大型组合体进行系统建模，包括对姿态动力学建模、执行机构的角动量动力学建模，对环境力矩，包括重力梯度力矩、气动力矩均进行了详细建模。考虑到重力梯度、气动力矩的频率成份均与轨道角速度相关，因此利用内模原理，对环境力矩的各频率成份幅值进行辨识，利用LQR方法设计状态空间系统的反馈控制器，实现了利用重力梯度力矩、气动力矩的大型组合体的姿态控制。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
23
records
(took 0.025 seconds)
