公开(公告)号：CN103072701A

公开(公告)日：2013-05-01

申请号：CN201310036287.9

申请日：2013-01-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王新民 ,  徐福祥 ,  张笃周 ,  马世俊 ,  张俊玲 ,  陈义庆 ,  席敦义 ,  刘杰 ,  雷拥军 ,  王胜刚 ,  袁军

IPC: B64G1/26

Abstract: 一种欠驱动的卫星消旋控制方法，步骤为：（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定消旋控制的方向和大小；（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩和消旋控制方向的几何关系，并选取喷气控制力矩在消旋控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为消旋控制发动机；（3）在消旋初期采用“整数倍个自旋周期全喷气”方式，在消旋末期则采用“对称点喷”方式，使用消旋控制发动机进行消旋控制，一次消旋完成后，应使星体自然阻尼一段时间，之后再进行下次的消旋控制，直至卫星的自旋轴到达目标自旋轴。本发明采用的消旋控制策略操作简便，同时可以减小消旋控制所产生的章动。

公开(公告)号：CN108333944B

公开(公告)日：2020-05-15

申请号：CN201810164240.3

申请日：2018-02-27

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 袁利 ,  王新民 ,  何海锋 ,  姚宁

IPC: G05B13/04

Abstract: 本发明公开了一种基于框架角自适应调整的CMG操纵方法及系统。其中，该方法包括如下步骤：(1)依次计算各CMG角动量方向单位矢量和飞行器期望控制力矩方向单位矢量的夹角，得到包含所有夹角的夹角向量Φ,若夹角向量Φ中的最小夹角小于阈值ε，则需要进行自适应调整并计算调整方向；(2)在自适应调整时间内，计算步骤(1)中最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速及相应的力矩，再计算其他CMG的随动补偿转速；(3)将步骤(2)中的最小夹角所对应的CMG框架的正弦运动转速、其他CMG的随动补偿转速与CMG的其他操纵律合成，作为CMG控制指令输入。本发明解决了因CMG奇异问题导致卫星不能输出期望控制力矩、甚至影响飞行器性能指标实现的问题。

公开(公告)号：CN108427427A

公开(公告)日：2018-08-21

申请号：CN201810220710.3

申请日：2018-03-16

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 刘其睿 ,  王淑一 ,  王新民 ,  张俊玲 ,  刘新彦 ,  宗红 ,  韩冬 ,  柯旗 ,  田科丰 ,  董筠 ,  张屹峰

IPC: G05D1/08

Abstract: 一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，首先根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标，得到卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标，进而得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量，最后计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角，对卫星指向目标矢量进行优化，根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。

公开(公告)号：CN105136150A

公开(公告)日：2015-12-09

申请号：CN201510509071.9

申请日：2015-08-18

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 田科丰 ,  王新民 ,  刘一武 ,  董筠 ,  褚永辉 ,  刘其睿 ,  张斌 ,  曾春平 ,  李鹤

IPC: G01C21/24

CPC classification number: 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。

公开(公告)号：CN103234553B

公开(公告)日：2015-08-19

申请号：CN201310108771.8

申请日：2013-03-29

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王新民 ,  袁军 ,  张俊玲 ,  姚宁 ,  曹永梅 ,  程莉 ,  周剑敏 ,  赵性颂 ,  王哲 ,  魏懿

IPC: G01C25/00

Abstract: 一种陀螺测量系统的故障诊断方法，包括以下步骤：（1）确定陀螺属于何种构型，之后计算陀螺之间的夹角关系；（2）确定陀螺平衡方程的权系数；（3）确定判断陀螺排序；（4）根据步骤（3）中确定的判断陀螺排序结果，设计平衡方程；（5）设计故障诊断方法。本发明方法能大幅度提高陀螺故障诊断的概率，工程可实现性强，能适应任何复杂构型的陀螺故障诊断。

公开(公告)号：CN103424225A

公开(公告)日：2013-12-04

申请号：CN201310319876.8

申请日：2013-07-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 牟小刚 ,  王新民 ,  袁军 ,  范炜 ,  郝永波 ,  白旭辉 ,  张勇智 ,  张俊玲 ,  姚宁

IPC: G01M1/38

Abstract: 本发明公开了一种测试转动部件动静不平衡量的方法，本发明通过对航天器转动部分动静不平衡量的测试，得到航天器转动部件在轨工作时的静动不平衡量，在测试结果的基础上通过配重以减小静动不平衡量的大小，使得航天器转动部件在轨工作期间对星体的干扰满足允许要求，本发明已经直接应用于多颗带有挠性转动部件的卫星，通过在轨数据表明该方法成功解决了挠性转动部件的静动不平衡测试问题。该方法简单，测试精度高。

公开(公告)号：CN103112602B

公开(公告)日：2013-11-20

申请号：CN201310035341.8

申请日：2013-01-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 袁利 ,  陈义庆 ,  魏春岭 ,  何英姿 ,  宗红 ,  袁军 ,  李明群 ,  雷拥军 ,  王淑一 ,  王新民

IPC: G05D1/08 ,  B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种基于推力器和动量轮联合的三轴角速度阻尼控制方法；对于推力器工作正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第一角动量阈值，当大于第一角动量阈值时，用该轴的推力器进行喷气控制以便对推力器工作正常的轴的角动量进行卸载；否则，采用动量轮控制律计算该轴的动量轮控制力矩；对于推力器工作不正常的轴，判断该轴的角动量分量幅值大小是否大于第二角动量阈值，当大于第二角动量阈值时，则置该轴的姿态角和姿态角速率为零，并根据动量轮控制律计算该的轴的动量轮控制力矩；否则按实际的工作不正常的轴的姿态角和姿态角速率计算该轴的动量轮控制力矩。本发明方法简单有效，能够实现航天器成功接入动量轮控制。

公开(公告)号：CN103112603A

公开(公告)日：2013-05-22

申请号：CN201310036382.9

申请日：2013-01-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 袁军 ,  王新民 ,  张庆君 ,  徐福祥 ,  宗红 ,  姚宁 ,  周剑敏 ,  赵性颂 ,  雷拥军 ,  李明群

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法，包括以下步骤：（1）利用姿态敏感器的输出数据确定欠驱动卫星的自旋轴；（2）确定欠驱动轴和正常轴；（3）对卫星进行欠驱动消旋、进动控制至所述陀螺退饱和；（4）所述陀螺退饱和后，对三轴角速度进行欠驱动控制；（5）确定并更新初始姿态四元数；（6）采用动量轮进行姿态捕获和磁力矩器卸载，并确定卫星姿态，将卫星恢复至正常对地三轴稳定姿态。本发明解决了某通道丧失喷气控制能力的欠驱动卫星恢复正常姿态的问题。

公开(公告)号：CN103076809A

公开(公告)日：2013-05-01

申请号：CN201210590307.2

申请日：2012-12-26

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 王淑一 ,  雷拥军 ,  王新民 ,  宗红 ,  袁军 ,  张笃周 ,  周剑敏 ,  赵性颂

IPC: G05D1/10

Abstract: 本发明公开了一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法，包括以下步骤：在卫星轨道控制的起始时刻建立起始偏置角动量；确定卫星利用轨控推力器在每次轨道控制过程中的轨道控制时间Tp；在卫星的一个轨道周期中，均匀选取M个轨道控制点进行轨道控制。采用本发明实现了在轨道半长轴调整过程中利用轨控推力器产生的干扰积累角动量对卫星的轨道控制。

公开(公告)号：CN103072703A

公开(公告)日：2013-05-01

申请号：CN201310036403.7

申请日：2013-01-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 高益军 ,  王新民 ,  袁利 ,  贾宏 ,  柯旗 ,  李铁寿 ,  田科丰 ,  刘其睿 ,  王淑一 ,  曹永梅

IPC: B64G1/26

Abstract: 一种欠驱动的卫星进动控制方法，步骤为：（1）利用姿态敏感器确定欠驱动卫星的初始自旋轴方位，并根据目标自旋轴方位确定进动控制的方向和大小；（2）确定各喷气控制发动机所产生的喷气控制力矩和进动控制方向的几何关系，并选取喷气控制力矩在进动控制方向上分量最大的喷气控制发动机作为进动控制发动机；（3）在tz0+n*Ts+Ts/2-Tp/2时刻，使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，此后每间隔n个自旋周期Ts就使用进动控制发动机喷一个Tp宽度的脉冲进行一次进动控制，直至卫星的自旋轴到达目标自旋轴的方位。本发明采用脉冲调制进动控制策略，操作简便，同时可以减小进动控制所产生的章动。