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公开(公告)号：CN107891997B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710940169.9
申请日：2017-10-11
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了锥形布局电推进卫星故障模式位置保持最优推力分配方法，该方法采用解析法进行锥形布局故障模式下的电推力器位置保持控制分配。首先，根据发生故障的推力器选取用于位置保持控制的一对未出现故障的推力器；之后，获取该推力器对的两种不同的分配方式，并进行选取；最后，通过改变电推力器开机时刻进行阴影区规避。本发明采用完全解析的方式，解决了故障模式电推进位置保持推力器分配问题，使燃料消耗达到最优，同时降低轨道周期内的推力器开机次数，为实现静止轨道卫星的故障模式电推进位置保持提供一种有效的推力器分配方法。
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公开(公告)号：CN106394935B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201610932772.8
申请日：2016-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种考虑推力器弧段损失的电推进角动量卸载方法，适用于锥形布局的地球同步轨道电推进卫星，通过调节电推力器的矢量调节机构产生动量矩，实现星上角动量交换执行机构的角动量卸载。首先，在给定任意卸载天数、对角线上电推力器任意位置保持点火组合(正常或故障模式)的情况下，建立了考虑弧段损失的电推进角动量卸载的一般化简化动力学模型；之后，给出了方法的成立条件和电推力器偏转角度的获取方法；最后，给出了在卸载角动量过载情况下的处理方式。本发明通过对动力学模型的适当简化，降低了卸载方法的计算量，并考虑了电推力器点火的弧段损失提高了角动量卸载精度，为实现电推力器的在轨角动量卸载提供了一种有效方法。
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公开(公告)号：CN103274059B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201310209592.3
申请日：2013-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法。本发明在有效载荷运动干扰分析的基础上，设计前馈力矩补偿算法，通过等效力矩补偿、超前补偿、时间标定，提高补偿精度，实现了带运动有效载荷复杂卫星的高精度高稳定度控制。本发明所提方法，能够克服有效载荷与补偿执行机构控制周期不同、动态性能差异、有效载荷理论运动规律与实际运动规律不一致等因素影响，有效提高前馈力矩补偿效果，使得卫星控制稳定度在5×10-4°/s以上。
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公开(公告)号：CN103940451A
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201410181567.3
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 基于零空间向量自主优化选择的冗余陀螺故障定位方法，针对冗余陀螺，根据陀螺构型，自主计算两个系数优化的零空间向量，通过陀螺测量在零空间向量上的投影大小，判断陀螺故障。获知陀螺存在故障后，定位陀螺故障时，依次计算4个陀螺的零空间向量，通过陀螺测量在零空间向量上的投影大小，结合对可疑陀螺的排除，定位陀螺故障。与现有技术相比，本发明方法给出了1个陀螺故障时，严格的故障判断与定位逻辑，无误判，漏判率较低；只需预置很少的参数，可在统一框架下适应所有冗余(5个及5个以上)陀螺构型，自主性强，计算量小。
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公开(公告)号：CN103274058A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310209404.7
申请日：2013-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种冗余飞轮组角动量自主管理方法。利用三轴稳定卫星外扰力矩的周期性规律设置卸载周期T，并估计卸载周期内外扰力矩积累的角动量HI(T)；根据HI(T)设置合成角动量初值H0；根据初始的工作轮组或故障处理重构后的工作轮组，确定工作轮组角动量目标值h(t)和工作轮组零运动空间的目标角动量hZ；根据hZ和H0确定工作轮组卸载目标角动量h(0)；在卸载时刻，采用喷气控制和轮子转速控制将工作轮组的角动量控制到卸载目标角动量h(0)；在非卸载时刻，根据零运动控制律将工作轮组角动量控制至所述工作轮组角动量目标值h(t)。本发明能够沿飞轮组角动量包容最大的优化方向卸载、节省燃料、非卸载周期内发生飞轮组重新构型时不需喷气控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118776593A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202411006033.7
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器相对测量基准的滤波估计与低频误差标定系统，包括：状态递推模块，用于根据前一时刻第一星敏感器标定后的安装误差角及安装误差角的协方差矩阵，外推得到当前时刻第一星敏感器标定后的一步递推后的安装误差角及一步递推后的安装误差角的协方差矩阵；测量更新模块，用于根据当前时刻星敏感器输出的姿态四元素和状态递推模块的输出，计算得到当前时刻第一星敏感器标定后的滤波修正后的安装误差角及滤波修正后的安装误差角的协方差矩阵；低频误差标定模块，用于根据各时刻的安装误差角，计算得到拟合系数。通过本发明所述的星敏感器相对测量基准的滤波估计与低频误差标定系统，可实时在线补偿相对安装误差的低频分量。
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公开(公告)号：CN109506662B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811280749.0
申请日：2018-10-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，属于深空探测制导导航与控制领域。所述确定方法包括：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。本发明提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差。
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公开(公告)号：CN105353621B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201510857700.7
申请日：2015-11-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: 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。
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公开(公告)号：CN102878997B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201210409156.6
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种大偏心率轨道的星上快速高精度外推方法，火星探测器任务轨道为大偏心率(e＞0.6)椭圆轨道，采用数值积分方法，要做到较高精度的轨道计算，需要考虑较高阶次的火星形状摄动以及其他各种摄动因素影响，从而导致计算量较大，若星上计算机复位或切机，数值积分方法将会中断；解析法只适用于偏心率较小(e＜0.6)的椭圆轨道；利用精密轨道提供的探测器位置拟合切比雪夫多项式系数，将会带来较大的拟合误差。本发明通过引入精密轨道与二体轨道的位置差，利用位置差拟合切比雪夫多项式系数，可以很好地解决大偏心率椭圆轨道的星上轨道计算问题，计算量小，且精度高。
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公开(公告)号：CN118758290A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411006031.8
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器多头融合数据处理与滤波估计系统，包括：融合姿态数据处理模块，用于对多探头星敏感器输出的融合姿态四元数qFI进行处理，得到融合姿态数据；多探头星敏感器包括三个探头；融合姿态数据有效性判断模块，用于根据多探头星敏感器各探头输出的姿态数据，对融合姿态数据进行有效性判断，得到融合姿态数据有效性判断结果；新息计算模块，用于根据融合姿态数据有效性判断结果，计算得到滤波估计的新息；滤波估计模块，用于根据计算得到的滤波估计的新息，对卫星姿态进行滤波估计。通过本发明所述的星敏感器多头融合数据处理与滤波估计系统，解决了多头星敏感器融合姿态数据在轨使用的问题。
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