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公开(公告)号：CN110209185B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN201910562456.X
申请日：2019-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法，包括如下步骤：(1)使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估；(2)进行卫星是否机动到位判断；(3)若步骤(2)中判断卫星未机动到位，则转入步骤(6)；否则判断是否已进行星敏姿态重置，若是转入步骤(4)，若否转入步骤(5)；(4)进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数，转入步骤(6)；(5)进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数，转入步骤(6)；(6)根据预定的目标姿态和目标角速度，使用当前的角速度估计值和姿态估计值进行控制计算，得到控制力矩，并施加于星体上进行稳定控制。
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公开(公告)号：CN110562490B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910704183.8
申请日：2019-07-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种轨道注入参数正确性在轨自主诊断方法，包括步骤如下：(1)将卫星接收到的地面站发送的新轨道注入参数赋值到新轨道注入参数值σI中；(2)计算新轨道注入参数值σI和正在使用的轨道注入参数值σ的一致性误差；(3)根据步骤(2)中的计算结果，进行轨道注入参数正确性判断，并将轨道注入参数正确性标志通过遥测下传反馈给地面装置；(4)根据接收到的轨道注入参数正确性标志进行轨道外推。本发明的方法由卫星在轨自主执行，避免了人工操作的弊端，很好地解决了轨道注入参数正确性自主诊断的问题。
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公开(公告)号：CN110502038A
公开(公告)日：2019-11-26
申请号：CN201910668429.0
申请日：2019-07-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，包括步骤如下：(1)在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；(2)在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度、卫星当前轨道位置和天线接收站位置，实时计算天线理论目标转动角度，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。本发明的方法根据天线大角度预置运动时干扰力矩较大而平稳跟踪时干扰力矩较小的特点，将卫星天线预置过程放在姿态机动阶段完成，充分利用卫星姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力，对天线预置干扰力矩带来的姿态扰动进行快速稳定，避免了天线预置干扰力矩对姿态稳定度的不利影响。
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公开(公告)号：CN103955224A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410163956.3
申请日：2014-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法，在追踪器跟踪接近目标器的过程中，由于相对测量敏感器视场小，在跟踪过程中，追踪器和目标器之间的相对视线角超过测量敏感器的视场，为了保证在跟踪接近过程中相对测量敏感器正常工作，需要追踪器作为机动平台，控制追踪器的姿态指向目标器，跟踪两个航天器的相对视线角，使得追踪器的姿态指向目标器，保证目标器在相对测量敏感器的视场内，保证相对测量敏感器有效工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103950555A
公开(公告)日：2014-07-30
申请号：CN201410163218.9
申请日：2014-04-22
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种超近距离的高精度相对位置保持控制方法，方法为了解决两个航天器超近距离停靠的相对导航和相对控制方法，采用把相对坐标系建立在追踪星的轨道系下，测量信息从测量坐标系下转换到相对坐标系下，使用了追踪器的姿态信息，追踪器采用星敏感器加陀螺的高精度定姿方法，比相对姿态的精度高，因此降低了相对测量信息的对相对导航精度的影响，因此提高了相对导航精度。从而保证了高精度的相对位置控制。由于对追踪器的姿态控制精度要求高于相对姿态的测量精度，因此不采用相对姿态控制，而采用绝对姿态控制。
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公开(公告)号：CN110231830B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN201910563527.8
申请日：2019-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，包括步骤如下：(1)确定对日定向目标坐标系中卫星标称姿态时星本体三轴中需要分别指向太阳矢量和地心矢量的轴，并确定优先方向；以优先方向为基准计算对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示；(2)根据太阳矢量和地心矢量在卫星姿态规定的参考坐标系的分量表示和调整矩阵，给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式。在保证卫星固定帆板面对日定向功能的基础上，当卫星沿本发明的方法确定的对日定向目标坐标系姿态飞行时，某一侧面将始终面向冷空间。
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公开(公告)号：CN110322061B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN201910562407.6
申请日：2019-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种适用于载荷凝视成像的多目标观测轨迹智能感知方法，首先建立航天器平台所需观测多目标点的聚类模型，然后基于得到的聚类模型建立观测轨迹感知优化模型，最后根据感知优化模型利用改进的智能蚁群算法进行求解得到最优观测轨迹。本发明方法与现有方法相比，充分考虑了载荷面阵凝视成像任务的特点，所建立的聚类模型能够在保证观测目标数量最多的前提下减少航天器平台的机动次数，另外本发明方法所得到的观测轨迹，充分考虑了时间窗口、航天器平台姿态机动能力等实际约束条件，更加符合工程实际需求。
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公开(公告)号：CN108319143B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810139198.X
申请日：2018-02-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，首先进行常规姿态机动规划初始化计算，得到目标动坐标系相对于卫星轨道系的初始四元数、机动规划参数，然后在每个控制周期根据机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果，最后在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵，目标动坐标系相对于惯性系的角速度，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数和实时规划相对于惯性系角速度，完成航天器对动坐标系机动目标实时规划。
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公开(公告)号：CN110032532A
公开(公告)日：2019-07-19
申请号：CN201910198771.9
申请日：2019-03-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于定时中断触发的主从式串口通讯方法，主机设有M个独立的串口数据接收缓冲区，分别用来接收M个从机的数据，具体方法如下：(1)、在主机每个控制周期结束前的固定时间点设置一个定时器中断；(2)、在定时器中断内，主机仅向各从机发出取数脉冲信号；(3)、从机收到取数脉冲信号后，向主机中对应的串口数据接收缓冲区发送最新的串口数据；(4)、在下一个控制周期起始，主机直接读取各从机对应的串口数据接收缓冲区中的串口数据，完成一次串口通信。本发明合理利用多任务并行处理的策略，优化了以往主机和从机串口通讯时的排队等待过程，节省了主机与从机的串口通讯时间。
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