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公开(公告)号：CN103941741B
公开(公告)日：2016-06-01
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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公开(公告)号：CN105204513A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510595474.X
申请日：2015-09-17
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种渐变惯量充液执行机构及对航天器高精度姿态控制的方法，其中渐变惯量充液执行机构包括：固定和安装整个飞轮结构的真空容器(1)、飞轮轴承(2)、飞轮电机(3)、飞轮(4)；控制方法为建立层流附面层方程，计算附面层内的速度分布，建立航天器在执行机构惯量变化过程中的姿态动力学方程，得到姿态变化需要执行机构提供的控制力矩Tc。本发明提高了姿态控制过程中，姿态控制执行机构的执行能力，提高输出力矩覆盖的范围，同时降低转动部件高频转动时由于结构、工艺设计问题带来的动不平衡、阻力过大等问题。
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公开(公告)号：CN103149030B
公开(公告)日：2015-10-21
申请号：CN201310036219.2
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明公开了一种基于陀螺数据的在轨发动机羽流数据获取方法，包括以下步骤：建立航天器正常三轴稳定姿态，采用动量轮作为三轴控制的执行机构、磁力矩器卸载，陀螺和红外或星敏感器等姿态敏感器定姿；确定参与试验的发动机启控点和喷气时间长度；发动机工作前准备(如开加热器、开自锁阀等)；记录陀螺输出的数据；测试结果分析，根据陀螺数据和航天器的质量特性分析发动机喷气产生的干扰力和力矩。采用本发明实现了在高真空真实环境下在轨发动机的羽流数据获取。
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公开(公告)号：CN103217982B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201310055543.9
申请日：2013-02-21
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于轮控模式的轨道控制方法，本发明针对太阳同步轨道卫星高精度轨道冻结的特点，在轨道控制中采用双频GPS和DORIS定轨+高精度星敏定姿+高精度轮控的控制方法，提高了卫星轨道控制精度，实现卫星的高精度轨道冻结任务，是以往从未采用过的卫星轨道控制方法。从2011年开始，本发明已经成功应用于多颗太阳同步轨道卫星的轨道控制，轨道控制精度达到世界先进水平，取得了良好的效果。
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公开(公告)号：CN103955138A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410151609.9
申请日：2014-04-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/00
Abstract: 一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法，适用于卫星在成像过程中三轴均具有主动旋转角速度时的姿态控制过程。传统的成像卫星姿态控制方法均只适用于卫星滚动和俯仰姿态接近于零的情况。而本发明方法在获取偏流角时，选取卫星当前目标姿态为参考基准，在偏流角的求解过程中首先求解了偏流角的增量，该增量相对于卫星当前时刻的偏航角而言，并将更新后的参考姿态矩阵作为姿态控制时的目标姿态矩阵，使得卫星姿态能够跟踪上目标姿态。本发明方法既能够满足动中成像对卫星姿态控制的需求，也可以用于传统卫星的成像过程姿态控制，使得卫星的姿态控制更加灵活。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103171775A
公开(公告)日：2013-06-26
申请号：CN201310037292.1
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明公开了一种基于轨控干扰的角动量耦合卸载方法，本发明采用动量轮控制的方式吸收卫星轨控过程中产生的积累角动量，利用轨控干扰力矩使卫星X和Z方向动量轮的角动量每隔1/4周期交换的特性，通过X方向喷气卸载Z方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-Z向喷气控制情况下的轨道控制难题，通过Z方向喷气卸载X方向产生的轨控积累角动量，解决卫星无-X向喷气控制情况下的轨道控制难题,实现了卫星高精度轨迹捕获。轨控干扰的动量耦合卸载技术可以在一般卫星的轨控中进行采用，也可适用于在轨失去X轴或Z轴喷气控制的欠驱动卫星的轨控，同时可从喷气耦合卸载拓展到磁卸载，减少卫星轨控过程中的喷气量，提升卫星变轨效率。
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公开(公告)号：CN102118847B
公开(公告)日：2013-06-26
申请号：CN200910216985.0
申请日：2009-12-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天测试技术领域，具体公开了一种用于地面测试的星上与地面时钟统一方法及装置，在卫星地面模飞测试中，利用启动地面动力学的模拟星箭分离信号作为公共激励源，同时启动GPS模拟器与地面动力学程序，用电信号代替不同人的操作，使星上和地面时钟初始误差降到可以忽略的微妙级；利用对GPS模拟器的秒脉冲计数得到的精确时间对地面动力学时钟进行校时，使星上时钟和地面动力学时钟之间的差不随测试时间的长短变化，在整个试验过程中，星上何地面时钟之间得差达到毫秒级。提高了系统的精确程度。
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公开(公告)号：CN103149030A
公开(公告)日：2013-06-12
申请号：CN201310036219.2
申请日：2013-01-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明公开了一种基于陀螺数据的在轨发动机羽流数据获取方法，包括以下步骤：建立航天器正常三轴稳定姿态，采用动量轮作为三轴控制的执行机构、磁力矩器卸载，陀螺和红外或星敏感器等姿态敏感器定姿；确定参与试验的发动机启控点和喷气时间长度；发动机工作前准备(如开加热器、开自锁阀等)；记录陀螺输出的数据；测试结果分析，根据陀螺数据和航天器的质量特性分析发动机喷气产生的干扰力和力矩。采用本发明实现了在高真空真实环境下在轨发动机的羽流数据获取。
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公开(公告)号：CN119578042A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411610720.X
申请日：2024-11-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种空间碎片可见光探测器识别数据地面模拟方法，该方法包括：根据探测距离、探测相位角、等效反射面积等建立空间碎片目标可探测能量模型；根据探测器轨道实时位置，对空间碎片目标可见性进行大步长筛选；根据大步长筛选结果，对空间碎片目标进行实时探测结果生成。本方案通过大步长筛选、小步长仿真与探测结果实时计算的分级组合方法，实现了海量空间碎片识别数据的实时模拟，降低了地面模拟成本。
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公开(公告)号：CN118535572A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410531004.6
申请日：2024-04-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种星载小数据约束的相对高精度DEM生成、存储和访问方法，包括：设置海洋地区为相同高程数值，利用几何平均法将极高精度地理网格分辨率的DEM生成需求的相对高精度地理网格分辨率的DEM；定义DEM存储格式，所述DEM存储格式为二进制文件，所述二进制文件包括文件信息头、一级索引、二级索引和数据区、累加和四部分，其中一级索引指向一个地理区域网格Cell的存储起始位置，二级索引用于指向所需经纬度高程的存储地址；建立指定经度m_Lon、纬度m_Lat坐标的DEM高程数据访问提取方法。本发明实现了DEM可在卫星控制系统中应用，并确保在轨应用效果。
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