公开(公告)号：CN102001453A

公开(公告)日：2011-04-06

申请号：CN201010528016.1

申请日：2010-10-27

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 柯旗 ,  王勇 ,  蒋庆华 ,  魏春岭 ,  杨鸣 ,  莫鑫 ,  宋利芳

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法，包括：(1)根据卫星上双轴帆板的A轴转角αF和B轴转角βF，以及地磁场强度矢量计算前馈补偿力矩TF，本方法中涉及的外扰力矩主要是重力梯度力矩(2)采用比例-微分控制律计算x轴的常规磁控力矩(3)根据前馈补偿力矩TF与常规的磁控力矩Tm计算卫星Y轴的磁矩My，本发明方法可以在不增加硬件设备的条件下，大大提高偏置动量卫星的磁控能力，有效地改善姿态控制精度，本发明方法已经过在卫星轨测试，取得良好的效果，当卫星所受外扰较大的情况下，可以将姿态指向精度从1度提高至0.5度以内，大大改善了卫星的姿态控制指标。

公开(公告)号：CN114771873B

公开(公告)日：2024-05-03

申请号：CN202210302709.1

申请日：2022-03-24

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 李克行 ,  罗通 ,  刘洁 ,  龚立纲 ,  王淑一 ,  姚宁 ,  魏春岭 ,  何英姿 ,  丁建钊 ,  杨鸣 ,  黄盘兴 ,  严晗 ,  龚宇莲

IPC: B64G1/10 ,  B64G1/24 ,  G01S19/42 ,  G01S19/52

Abstract: 本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。

公开(公告)号：CN116902227A

公开(公告)日：2023-10-20

申请号：CN202311181141.3

申请日：2023-09-14

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 李毛毛 ,  龚宇莲 ,  张海博 ,  何英姿 ,  魏春岭 ,  董文强 ,  张一 ,  常亚菲 ,  任焜 ,  杨鸣

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。方法包括：当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。本方案可以通过使第一轨控发动机间歇开机，来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。

公开(公告)号：CN104571125A

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：CN201410790945.8

申请日：2014-12-18

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡军 ,  杨鸣 ,  吴宏鑫

IPC: G05D1/10

Abstract: 一种利用一条标准弹道应对多种返回条件的控制方法，首先计算再入坐标系下新的要求纵向航程和横向航程；并计算纵向航程调整量和横向航程调整量；然后计算弹道变化参数A和B；利用弹道变化参数对标准弹道制导律的自变量进行线性变换，并对导航计算纵向航程和横向航程做平移变换；最后利用线性变换后的标准弹道制导律自变量以及平移变换后的导航计算纵向航程和横向航程进行标准弹道法制导计算；本发明不需要更换标准弹道即可以满足各种再入初终端条件变化(尤其是纵向航程变化)的再入需求，同时不损失终端状态控制精度，最大程度地满足了任务灵活性以及终端控制指标要求。

公开(公告)号：CN104567923A

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：CN201410790942.4

申请日：2014-12-18

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 董文强 ,  张钊 ,  杨鸣 ,  王勇 ,  于丹 ,  郑永洁 ,  魏高乐 ,  黎藜 ,  乔德治

IPC: G01C25/00

CPC classification number: G01C25/00

Abstract: 一种适用于非共面陀螺组的标定方法，步骤为：(1)将陀螺组件置于转台或航天器上，控制转台或航天器绕包含非共面三个转轴的多个转轴进行匀速转动；(2)在转动过程中，利用陀螺组件的输出计算获得转台或航天器的姿态，然后利用转台框架角数据或星敏感器测量数据对计算获得的姿态进行新息修正，得到动态下各陀螺的等效常漂和修正后的转台姿态或者航天器姿态，统计得到各陀螺的等效常漂均值；(3)控制转台或者航天器恢复静止状态，利用陀螺组件的输出计算获得转台或者航天器的姿态，得到静态下各陀螺的等效常漂和修正后的转台姿态或者航天器姿态，统计得到各陀螺的等效常漂均值；(4)计算得到各陀螺的安装偏差、常漂和刻度因子误差。

公开(公告)号：CN104567917A

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：CN201410790941.X

申请日：2014-12-18

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 胡军 ,  杨鸣 ,  张钊 ,  董文强

IPC: G01C23/00

CPC classification number: G01C21/20

Abstract: 基于动力学特性的变步长再入飞行器位置速度预测方法，步骤为：(1)利用导航系统，获取再入飞行器的初始位置速度；(2)判断当前再入飞行器的飞行高度H，如果H>Hth1，则转步骤(3)，如果Hth2

公开(公告)号：CN102050228A

公开(公告)日：2011-05-11

申请号：CN201010509201.6

申请日：2010-10-11

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 袁利 ,  柯旗 ,  魏春岭 ,  杨鸣 ,  朱琦 ,  宋利芳

IPC: B64G1/52 ,  F02K1/00

Abstract: 本发明涉及一种利用陀螺和喷气时间联合诊断喷管堵塞故障的方法，该方法包括：(1)每个控制周期，计算陀螺测量输出在卫星x轴，y轴和z轴对应的角速度增量，以及本控制周期推进系统在三个坐标轴的喷气量；(2)当某个坐标轴同时满足在10s内喷气累计量大于m秒，且角速度变化量小于0.001弧度/s两个条件时，则将该轴的陀螺+喷气诊断标志位加1；否则诊断标志位清0；(3)判断陀螺是否满足平衡方程，如果不满足，且陀螺+喷气诊断标志位大于0，则陀螺故障；如果满足，且陀螺+喷气诊断标志位大于0，则判断喷管堵塞，切换一次喷管分支，该方法能够当卫星工作于使用陀螺信息和喷气力矩进行姿态控制情况下，对喷管堵塞进行在轨自主诊断。