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公开(公告)号：CN117454641A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311435157.2
申请日：2023-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种绳系双星在轨释放全过程动力学建模方法，属于航天器飞行控制仿真领域；基于时变ALE方法建立绳索与子母双卫星的柔性多体系统动力学模型，即绳系双星模型；根据绳系双星模型在轨任务整个过程，在绳系双星模型中添加约束方程；在绳系双星模型中所有单元节点引入引力场加速度及系统质心轨道系的惯性加速度之和aF；并根据引入的惯性加速度之和aF对约束方程进行优化，完成建模；本发明通过引入非惯性系描述轨道对绳系双星相对姿态动力学的影响，对绳系双星在轨释放全物理过程进行了剖析，整个过程包括组合体在轨分离、保持、回收、切割等，已应用于在研绳系双星的数学仿真验证。
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公开(公告)号：CN115186454A
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202210725336.9
申请日：2022-06-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器控制系统大批量仿真的管理方法，包括规范仿真用例的数据结构，存储形成仿真用例节点文件；通过建立仿真用例管理工具，加载和解析仿真用例节点文件，实现对仿真用例节点的管理和差异比对；批量生成仿真用例节点文件，并自主进行仿真。本发明立足于航天器控制系统方案仿真验证的工程需求，能够进行仿真用例的设计生成，其设计的仿真用例易于人工解读、易于快速复用和修改。能够进行海量仿真用例的集中管理和自动执行，具备无人值守的大批量任务场景仿真验证能力，确保了航天器控制系统仿真验证的高可靠性和高效性。
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公开(公告)号：CN111950379A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010688285.8
申请日：2020-07-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种阶跃跳变故障检测方法，涉及故障检测技术领域；包括如下步骤：步骤一、设定待检测敏感器的数据阶跃跳变阈值Jmplimit、数据稳定阈值wdlimit和数据稳定时间阈值wdnum；设定阶跃跳变标识位为Jmpflag、阶跃跳变前稳定计数器为n0、阶跃跳变后稳定计数器为n1、阶跃跳变前一拍数据历史值为hsty；步骤二、获取待检测敏感器当前周期输出的角度值a和上一周期输出的角度值b；周期性判断待检测敏感器是否出现阶跃跳变故障；本发明实现了有效检测阶跃跳变故障，故障检测实用，误诊率低，适应性强，灵敏度可调节、灵活性强。
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公开(公告)号：CN103941749B
公开(公告)日：2016-11-30
申请号：CN201410181553.1
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 东西位置保持与角动量卸载联合控制方法，首先分析静止轨道卫星受到的地球非球形摄动、太阳光压摄动等对卫星轨道的影响，同时，估计角动量卸载对卫星轨道的影响；然后，比较地球非球形摄动和角动量卸载对平经度漂移率的影响，确定卸载时刻；并考虑对偏心率的影响，排除卸载时刻的多解可能性，确定最优卸载时刻，即有利于东西位置保持，又使得偏心率尽可能小。本发明所述方法适用于需要使用推力器集中卸载角动量的静止轨道卫星。使用本发明所述方法，有助于减少东西位置保持次数、节省推进剂，增加卫星任务时间，延长卫星寿命。
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公开(公告)号：CN103940451B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410181567.3
申请日：2014-04-30
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: 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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103274059A
公开(公告)日：2013-09-04
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：CN116501368A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310287680.9
申请日：2023-03-22
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于流程建模的航天器控制方案自动化设计方法，属于自动化技术领域，包括：首先采用图形的方式对各个设计工具进行封装和配置，并对方案设计工具的封装信息、迭代的输入和计算结果信息进行数据管理；然后将某个航天器方案设计过程中的多个方案设计工具集成到一个大的设计流程中，便于方案设计过程中具有相关性的设计工具的调用，同时将该设计流程进行版本管理，便于后期追溯；在完成流程建模后进行仿真调度，能够运行整个工具链或者运行用户选中的单个工具，进行工具链的自动化调度运行，并根据仿真运行结果，自动生成方案设计报告。本发明通用性和扩展性强，将方案设计阶段所需的各类分析工具进行规范和版本管理。
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公开(公告)号：CN115879280A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211449630.8
申请日：2022-11-18
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 双轴太阳帆板卫星在轨惯性特性与柔性模态频率计算方法，综合考虑卫星质量特征信息与柔性特征信息以及星体变构型信息的数据交互规律，关注卫星柔性动力学分析与控制系统设计中重点分析参数，根据卫星双轴太阳帆板驱动机构A、B轴转角的变化情况，以及卫星的惯性与柔性特征参数，计算卫星质心、转动惯量、非约束模态频率。同时，结合卫星挠性附件的阻尼，计算非约束模态复频率的变化情况，用于解决变构型卫星惯量特性参数与柔性特性参数计算分析的问题，为卫星柔性动力学分析与控制系统设计提供设计依据。
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公开(公告)号：CN111240208B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202010153197.8
申请日：2020-03-06
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种面向航天器执行机构故障的容错控制方法，首先考虑航天器系统的性能设计了标称控制器K0，使得闭环控制系统具有良好的响应特性；然后，考虑系统的故障影响设计了鲁棒控制器K1，使得闭环控制系统在故障时仍能确保稳定；最后，基于GIMC(Generalized Internal Model Control)控制器架构将K0和K1进行合成，得到容错控制器Q。本发明方法与现有方法相比，使得航天器能够在无故障时保持良好的动态性能，同时在执行机构故障时具有良好的容错能力，并且所设计的控制方法和系统结构形式简单、设计流程简洁、便于在轨实施。
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公开(公告)号：CN110162070A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910403180.0
申请日：2019-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种末端自由边界约束下的三轴姿态运动轨迹规划系统及方法，用于解决指令姿态角、指令姿态角速率受限、姿态机动时间间隔过长且末端姿态角、姿态角速率和姿态角加速率受时间变量约束条件下的三轴姿态机动的平滑轨迹规划问题。本发明采用高阶平滑的权重函数连接姿态机动的首末状态，通过不等式缩放估计姿态机动需要的时间并满足指令姿态角速率、姿态角加速率幅值限制，通过根据微分关系生成姿态机动的指令姿态角速率和姿态角加速率，满足长时间间隔下末端自由边界约束条件。本发明较最优控制方法更易于星上代码实现，对于有同类机动需求的其它卫星也具有借鉴意义。
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