公开(公告)号：CN103873258A

公开(公告)日：2014-06-18

申请号：CN201410120048.6

申请日：2014-03-27

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 汤文澜 ,  张怡 ,  车汝才 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  张占良 ,  韩冬 ,  王颖 ,  郭明姝 ,  盖晓亮 ,  周新发

IPC: H04L9/32

Abstract: 一种多测量相机系统的身份识别方法，上位机连续三次向每台测量相机发送相机身份识别码，测量相机对收到的身份识别码进行确认，如果有效则选择相机参数和安装方位，同时将收到的身份识别码发送给上位机；如果无效，则直接将收到的身份识别码发送给上位机；如果上位机连续三次判定测量相机身份确认成功，则开始从各测量相机获取测量数据。本方法中各测量相机相同，有利于产品的研制和技术状态控制；在系统使用时，各测量相机互换使用时无需进行更改，提高了测量相机在系统使用时的互换性。

公开(公告)号：CN101226062A

公开(公告)日：2008-07-23

申请号：CN200710301744.7

申请日：2007-12-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王大轶 ,  韩冬 ,  綦艳霞 ,  李铁寿 ,  宗红 ,  张洪华 ,  王哲 ,  王淑一 ,  王寨

IPC: G01C21/24

Abstract: 一种星上实时计算环月轨道的方法，涉及航天器实时计算环月轨道技术领域，包括以下步骤：(1)以定轨结果作为初值，用数值方法计算出实际轨道；(2)选取一条二体轨道作为参考轨道；(3)计算实际轨道相对于参考轨道的运动轨迹；(4)根据公知的两条二体轨道之间的相对运动规律，计算出一条相对于参考轨道运动轨迹与实际轨道相对于参考轨道运动轨迹相接近的二体轨道；步骤(1)至步骤(4)均在地面完成，然后将计算结果注入到星上；(5)卫星采用二体轨道计算方法，根据步骤(4)中算得的二体轨道实时计算出卫星的轨道根数。本发明使得星上在计算量很小的情况下能够实施计算出卫星轨道，同时不需要地面和卫星保持实时联系。

公开(公告)号：CN101214860A

公开(公告)日：2008-07-09

申请号：CN200710301590.1

申请日：2007-12-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 宗红 ,  陈义庆 ,  王淑一 ,  黄江川 ,  李铁寿 ,  太萍 ,  程莉 ,  王寨 ,  韩冬

IPC: B64G1/28

Abstract: 轨控过程中自主选取定姿方式的方法，包括：(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正：根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)，进行下一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)，否则转入(1)；(3)引入星敏感器进行姿态修正。本发明的方法减小了轨控过程中的姿态误差，提高轨控精度，有效地保证轨控及时、准确地完成。

公开(公告)号：CN111268177B

公开(公告)日：2021-09-03

申请号：CN202010162655.4

申请日：2020-03-10

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 常建松 ,  刘新彦 ,  郭建新 ,  谢军 ,  韩冬 ,  范炜 ,  王浩 ,  王玉峰

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明设计了一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法，将传统集中式位保控制量分散到每天执行，利用脉冲推力消除每天的摄动变化量，进一步结合偏差闭环反馈控制作用，通过平经度、偏心率和轨道倾角联合控制，能够将卫星位置始终维持在一个精确范围内，东西方向控制精度优于±0.05°，南北方向控制精度优于±0.01°。

公开(公告)号：CN106570234B

公开(公告)日：2019-07-12

申请号：CN201610932115.3

申请日：2016-10-31

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 马雪 ,  石恒 ,  胡少春 ,  陈守磊 ,  韩冬 ,  汤亮 ,  刘潇翔

IPC: G06F17/50

Abstract: 一种适用于椭圆轨道的半解析阴影区预报方法，采用半解析半数值的方法，预测任意倾角椭圆轨道在一个轨道周期内的阴影区范围。首先，根据太阳与轨道的关系，利用解析方法得到阴影区的可能存在范围；之后，对是否存在阴影区进行粗略判断，并对阴影类型进行分类；最后，根据不同的阴影类型在有限的迭代次数内利用数值法求得阴影区存在范围。本发明在估算任意轨道阴影区范围的过程中尽可能使用解析方法代替数值积分和迭代，降低了阴影区预报的计算量，为实现以太阳能电推进为动力的地球卫星和深空探测器的星上自主阴影区预报提供了一种有效方法。

公开(公告)号：CN104176275B

公开(公告)日：2016-05-04

申请号：CN201410339276.2

申请日：2014-07-16

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 韩冬 ,  邢林峰 ,  郝金华 ,  谌颖 ,  龚宇莲 ,  李鹤 ,  谢晓兵 ,  徐子荔 ,  毕鹏波 ,  盖晓亮 ,  谢红

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本发明结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。

公开(公告)号：CN105353621A

公开(公告)日：2016-02-24

申请号：CN201510857700.7

申请日：2015-11-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 石恒 ,  陈守磊 ,  汤亮 ,  韩冬 ,  胡少春 ,  马雪

IPC: G05B13/04

CPC classification number: G05B13/04

Abstract: 本发明属于航天器控制领域，涉及一种地球静止轨道卫星电推力器故障模式推力分配方法，首先确定推力分配输入条件，包括点火位置约束、点火速度增量约束以及轨道控制需求；其次对位置保持推力进行分配及优化，建立电推力器指向模型，选择推力器并定义点火参数，优化计算点火参数；最后计算角动量卸载偏转矢量。本发明针对传统确定性求解方式中燃料消耗较大的问题，建立非线性混合约束优化模型，以燃料最优为目标求解各推力器点火弧段时长、点火位置等关键参数，可实现满足工程约束下的燃料最优。

公开(公告)号：CN104176275A

公开(公告)日：2014-12-03

申请号：CN201410339276.2

申请日：2014-07-16

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 韩冬 ,  邢林峰 ,  郝金华 ,  谌颖 ,  龚宇莲 ,  李鹤 ,  谢晓兵 ,  徐子荔 ,  毕鹏波 ,  盖晓亮 ,  谢红

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法，根据陀螺测量的角速度和动量轮当前的角动量，计算卫星总角动量HT；当角动量较小时使用三轴动量轮进行快速阻尼；当角动量超出动量轮的角动量吸收能力时，使用三轴磁力矩器进行速率阻尼。在磁阻尼过程中，一旦卫星角动量减小到一定范围，则切换为使用动量轮阻尼。本发明结合动量轮和磁力矩器两种速率阻尼的特点，在两者之间实现合理的切换，减少速率阻尼所需的时间。

公开(公告)号：CN104139871A

公开(公告)日：2014-11-12

申请号：CN201410318555.0

申请日：2014-07-04

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王颖 ,  韩冬 ,  谌颖 ,  胡海霞 ,  刘涛 ,  刘洁 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  施海燕

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种两个航天器近距离安全避碰控制方法，本发明同时考虑到两个航天器上的附件的位置和相对运动规律，设计出连续两个不同方向的机动，在实施第一个机动时，两个航天器按照相对远离的方向运动，避免航天器的附件发生碰撞；第二个机动则考虑轨道的相对运动规律，使两个航天器逐渐远离，避免再次碰撞。通过连续施加两个机动,可以保证两个航天器不发生碰撞。

公开(公告)号：CN103955224A

公开(公告)日：2014-07-30

申请号：CN201410163956.3

申请日：2014-04-22

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王颖 ,  胡海霞 ,  刘洁 ,  韩冬 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  郝金华 ,  施海燕

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明公开了一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法，在追踪器跟踪接近目标器的过程中，由于相对测量敏感器视场小，在跟踪过程中，追踪器和目标器之间的相对视线角超过测量敏感器的视场，为了保证在跟踪接近过程中相对测量敏感器正常工作，需要追踪器作为机动平台，控制追踪器的姿态指向目标器，跟踪两个航天器的相对视线角，使得追踪器的姿态指向目标器，保证目标器在相对测量敏感器的视场内，保证相对测量敏感器有效工作。