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公开(公告)号：CN113156987B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN113156987A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN114296797B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202111435938.2
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于注册机制的卫星指令通用安全检查及处理方法，通过提取出指令共同特征标识作为指令模板，形成通用指令配置表，变量地址、安全检测函数、指令处理函数均通过地址注册在通用指令配置表种，指令处理逻辑可兼容所有指令类型及协议模板，实现指令一键式处理，对指令检测函数的通用配置保证指令正确、有效执行，且代码易于维护，具有良好的扩展性。
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公开(公告)号：CN117990100A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410096546.5
申请日：2024-01-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及卫星姿态测量技术领域，特别涉及一种快速确定卫星上短期工作载荷惯性姿态的方法及装置。方法包括：确定各个星敏感器相对于载荷坐标系的第一安装矩阵，以及各个陀螺相对于载荷坐标系的第二安装矩阵；基于所述第一安装矩阵和所述第二安装矩阵，在载荷坐标系下对各星敏感器和各陀螺的测量结果进行联合滤波，得到第一滤波结果，所述第一滤波结果包括第一姿态四元数和第一陀螺等效常漂；响应于载荷进入开机状态，将载荷开机时刻对应的第一滤波结果作为载荷姿态滤波的初值；基于所述初值，在载荷坐标系下进行星相机和陀螺联合滤波，得到载荷的惯性姿态。本申请，可以加快星相机与陀螺滤波的收敛过程，快速准确的确定载荷的惯性姿态。
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公开(公告)号：CN117723049A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202410031748.1
申请日：2024-01-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明涉及航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种多探头星敏感器测量系统使用方法，包括：获取来自地面的设置指令；星敏感器线路设置测量基准标志；星敏感器线路分别基于各探头拍摄的星图解算姿态向量，并通过融合星图解算融合姿态向量；星敏感器线路向姿轨控计算机输出数据；姿轨控计算机确定选定的融合基准在卫星本体系下的安装矩阵以及融合基准与各探头之间的三轴标称夹角；姿轨控计算机解算实测的融合基准与各探头之间的三轴实测夹角；姿轨控计算机分组对应比较标称夹角与实测夹角，并根据预设阈值进行判断；若存在任一组夹角数值偏差超过预设阈值，则判定融合姿态向量无效，否则输出融合姿态向量及安装矩阵。本发明能够提高系统安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114296797A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202111435938.2
申请日：2021-11-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于注册机制的卫星指令通用安全检查及处理方法，通过提取出指令共同特征标识作为指令模板，形成通用指令配置表，变量地址、安全检测函数、指令处理函数均通过地址注册在通用指令配置表种，指令处理逻辑可兼容所有指令类型及协议模板，实现指令一键式处理，对指令检测函数的通用配置保证指令正确、有效执行，且代码易于维护，具有良好的扩展性。
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公开(公告)号：CN113734475A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202111044079.4
申请日：2021-09-07
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种系绳分离优化方法和系统，该方法包括：在绳系卫星系统中，将母星和子星从分离到形成重力梯度构型的过程，确定为系绳分离的第一阶段；其中，在第一阶段，系绳按照设定速度i0匀速释放；获取系绳的摆角估计值根据摆角估计值判断是否进入系绳分离的第二阶段；当摆角估计值小于设定摆角阈值时，确定进入第二阶段；进入第二阶段，并按照正弦优化轨迹释放系绳，直至释放到期望绳长为止。本发明避免了系绳突然减速导致系绳回弹，解决了传统系绳释放过程中容易出现的突然绷紧或者摆角过大的问题。
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公开(公告)号：CN113173267A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110481652.1
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种冗余飞轮组动态力矩分配与角动量跟踪控制方法，属于卫星姿态机动控制技术领域。本发明根据飞轮组的角动量储备以及机动过程中各飞轮实时角动量动态分配飞轮驱动电压，使得冗余飞轮组在所有飞轮都达到饱和前总是工作于不饱和状态，保证了机动力矩的持续、平稳输出，飞轮组的全部角动量能够获得充分的利用；另一方面，针对轴承摩擦、风阻以及电机损耗力矩等扰动因素，提出了一种角动量反馈跟踪控制技术，使力矩轮能够工作在速率轮的模式下，克服了角动量漂移问题，确保飞轮在大角度机动过程中准确跟踪期望角动量。
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公开(公告)号：CN112109923A
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN202010859350.9
申请日：2020-08-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于自主标定的卫星半长轴保持自主轨控方法，属于航天器轨道控制领域，首先基于GNSS测量或者轨道外推计算进行实时卫星轨道计算；其次根据星上装订的标称轨道半长轴以及实时计算的卫星平均轨道半长轴进行比较，当误差连续N次大于自主轨控阈值时，进行自主推力标定和自主轨控量计算。根据压力传感器和贮箱温度的实时测量，进行卫星质量和轨控推力的实时自主标定，再根据目标轨道半长轴与实时平轨道半长轴的误差进行轨控时长的计算，并选取远地点时刻作为轨控开机的中心时刻，将QPre圈次后的远地点位置设为轨控开机的中心时刻，进而确定出轨控推力器开机和关机时刻。本发明方法大大提高了航天器的自主轨控能力。
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公开(公告)号：CN111942618A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010653629.1
申请日：2020-07-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种适用于动中成像的基于GNSS数据的轨道获取方法，属于航天器姿态和轨道控制技术领域，采用实时定轨与轨道外推相结合的定轨方式，首先在非动中成像模式下利用GNSS实时测量的轨道数据确定卫星的平根数，再根据平根数进行卫星短周期项的计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数；在短期的动中成像模式下，首先利用最近更新的GNSS数据外推卫星轨道平根数，再进行短周期项计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数。其中短周期项计算考虑轨道偏心率影响，适用于大偏心率的椭圆轨道，轨道确定精度较高。
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