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公开(公告)号：CN115187637B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211107066.1
申请日：2022-09-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06T7/246
Abstract: 本发明涉及图像数据处理领域，尤其涉及一种目标运动参数实时辨识方法、轨迹预估方法及装置，方法包括：每当获取到当前时刻的高轨图像，则将当前时刻的高轨图像中的运动目标与上一时刻的高轨图像中的运动目标进行一一对应配对，得到多种配对结果；计算每一种配对结果在当前时刻的运动参数估算值；根据当前时刻的运动参数估算值和历史时刻的运动参数输出值，在多种配对结果中选择出最终配对结果；根据所述最终配对结果确定当前时刻各运动目标的运动参数输出值；并根据运动参数输出值预估当前时刻各运动目标在下一时刻的位置坐标和可达域。本方案，能够提高辨识准确性以及实现对目标未来可达范围的预估。
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公开(公告)号：CN114019992A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111175986.2
申请日：2021-10-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，属于航天器姿态轨道控制领域。步骤包括：(1)记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；(2)计算喷气输出轴；(3)姿控推力器分配；(4)计算分时解耦干扰力矩；(5)计算干扰前馈补偿量；(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。本发明所涉及的推力器力矩输出分时调制方法，针对推力器输出耦合问题，采用分时调制方式，实现三轴喷气输出力矩解耦，减小了非期望输出轴的干扰力矩。
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公开(公告)号：CN114019794A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111175987.7
申请日：2021-10-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种固定轨位电推分时卸载的整轨角动量估计和管理方法，步骤包括：(1)在启用电推分时卸载功能时，将本体系三轴需卸载角动量历史记录值和轨位记录姿态转换矩阵进行初始化；(2)本体系目标角动量计算：将目标角动量从轨道系或惯性系转到本体系；(3)滤波计算本体系角动量偏差；(4)确定整轨角动量偏差最大值及相应轨位；(5)计算电推卸载目标角动量；(6)电推卸载弧段完成后处理。本发明通过整轨角动量超差统计算法以及位保弧段固定轨位的目标卸载角动量算法，确保经过完整一轨的电推角动量管理，卸载环境干扰力矩引起的角动量累积量，同时避免受到电推分时分弧段卸载带来的波动量影响。
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公开(公告)号：CN113536547A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110710562.5
申请日：2021-06-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 一种可靠的多源轨道外推自主选用方法，包括如下步骤：(1)在轨道计算任务中维护N+1组轨道数据，N为多源轨道外推中的N源，1为选用的轨道数据，多源轨道计算串行进行，最后进行结果融合；(2)对多源轨道外推的数据源进行有效性验证，为实现初次引入源轨道数据和两种轨道外推间的无缝切换，进行可变的数据有效性验证；(3)GNSS轨道外推与自主导航进行自主切换。本发明实现了基于缺省选用、指令使能、指令选用、无缝切换、自主切换的自主选用方法。很好地支持了地面站优先、初次引入源轨道数据、星上长期自主运行等不同轨道使用需求，有效提高了卫星的自主运行能力。
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公开(公告)号：CN113212803A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110477786.6
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种兼顾动态跟踪与定点成像任务的联合姿态机动方法，通过紧密结合梯形角速度规划的特点，将推力器用作前馈控制，将动量轮用作反馈控制，并根据不同的跟踪阶段设计不同的反馈目标，实施反馈输入动态切换以发挥最大效能，解决了传统控制方法难以发挥系统的最大效能，不适于需要连续执行动态跟踪与定点成像任务场合的问题，可实现姿态机动和姿态控制的快速平稳切换，有效保证连续执行动态跟踪与定点成像任务过程中的控制需求。
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Patent Agency Ranking
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：CN119975843A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202510151407.2
申请日：2025-02-11
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航天器制导控制技术领域，特别涉及一种具有规避能力的航天器强迫绕飞控制方法及装置。本发明通过获取绕飞控制参数，根据绕飞控制参数确定强迫绕飞速度矢量，以强迫绕飞速度矢量作为IFDS规划算法中的初始速度矢量，并重新设定IFDS规划算法的参数后，将航天器与轨道威胁在绕飞目标轨道系下的位置和速度输入至IFDS规划算法中，得到安全规避速度矢量，根据安全规避速度矢量，确定轨控动作，并执行轨控动作。通过上述配置方式，本发明既能确保航天器在绕飞过程中有效规避多种轨道威胁，又能在成功规避后，以较快速度恢复至接近原始绕飞轨道的状态。
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公开(公告)号：CN119803520A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411847731.X
申请日：2024-12-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了基于涡流位移传感器的仿真建模和在轨星敏感器标定方法，该方法包括：获取涡流位移传感器的安装参数和卫星平台与载荷平台的相对运动关系；根据安装参数和相对运动关系，确定涡流位移传感器的涡流测量矢量；针对载荷平台的每个维度，均执行：根据该维度上各涡流位移传感器的安装参数和涡流测量矢量，计算得到卫星平台的相对姿态偏差和相对位移偏差；其中，每个维度上均设置有4个涡流位移传感器；根据相对姿态偏差、相对位移偏差和获取到的载荷平台星敏感器的安装误差矩阵对载荷平台星敏感器进行标定。本方案利用涡流位移传感器实现了仿真系统建立和对在轨载荷平台星敏感器的标定，进而提高测量精度。
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公开(公告)号：CN119190411A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411184446.4
申请日：2024-08-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于连续小推力的联合定点捕获方法，该方法针对利用连续小推力进行轨道转移的地球同步轨道卫星，采用多步策略将卫星平经度逐渐逼近至定点位置。首先，在半长轴即将到位前通过操控到位时间，将卫星经度不断向东逼近，在半长轴到达同步轨道时处于定点经度位置。之后，在修正倾角、偏心率隔离残差时通过操控停点火弧段克服地影、意外停点火等影响，将卫星平经度继续维持在定点位置上。最后，当倾角、偏心率全部到位后，再短时间进行一次高精度定点捕获，实现卫星地理经纬度全部位于静止轨道控制的死区中。
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