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公开(公告)号：CN108667206B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201810461054.6
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K7/10 , H02K41/035
Abstract: 一种基于分离式双膜簧的智能挠性作动器，包括：柔性铰链(2)、支杆(3)、开槽弹簧安装盖(4)等，上阻尼安装片(19)，下阻尼安装片(20)，其中音圈电机(12)包括音圈电机动子(21)和音圈电机定子(22)。安装完成后，通过大量程高精度电涡流位移传感器(17)的测量反馈和大行程快响应音圈电机(12)的控制输出，实现智能挠性作动器的振动隔离、扰振抑制和精确指向调节。本发明的智能挠性作动器采用分离式双膜簧并联结构形式，运动行程大，控制精度高，可广泛的应用于航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷控制领域。
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公开(公告)号：CN109871025A
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201910148041.8
申请日：2019-02-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种变速控制力矩陀螺操纵律设计方法，适用于兼具有敏捷机动要求与高精度指向控制需求的航天器姿态控制领域。现有的控制力矩陀螺(CMGs)操纵律设计存在与卫星姿态机动信息脱节的问题，针对此，提供一种变速控制力矩陀螺(VSCMGs)改进的增益调度操纵律。通过分析变速控制力矩陀螺指令力矩与扰动力矩特点，设计了指令力矩分配方法和避奇异零运动方法。通过指令力矩分配函数，实现了敏捷机动时的大力矩输出与稳态控制时的精细力矩输出平滑切换。通过变速控制力矩陀螺零运动操纵律，实现了在满足VSCMGs框架角速度约束情况下的快速脱离奇异状态。
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公开(公告)号：CN106564622B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201610945636.2
申请日：2016-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出一种基于视线测量的同步轨道卫星相对倾角远距离修正方法，首先通过地面测控系统提供的绝对导航信息，对同步轨道卫星施加远程轨道控制，将同步轨道卫星导引至任务目标后方远距离的停泊点处；再通过光学敏感器的相对导航信息，以及地面测控系统提供的绝对导航信息，结合航天器相对轨道的典型运动特征，采用最小二乘方法拟合并预报视线方位角的变化情况；然后，结合停泊点处的标称距离，预报卫星与任务目标之间轨道面外的周期性相对运动；最后，在停泊点处通过对操作卫星施加轨道面外的速度脉冲控制，消除相对倾角引起的轨道面外的相对位置误差，避免发生任务目标因超出光学敏感器视场而丢失的情况，有利于卫星快速、准确地逼近任务目标。
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公开(公告)号：CN106017482B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201610619372.1
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于无迹递推的空间操作相对轨道控制误差计算方法，涉及分析空间操作任务中相对轨道控制误差的分布状况领域；针对初始位置、敏感器和执行机构等设计参数，分析空间操作任务中相对轨道控制误差的分布状况；该方法根据系统的维数进行确定性的采样，再通过无迹变换在时间域内对主要随机变量的均值和误差协方差矩阵进行递推式的处理。这一方法在数据处理量和处理时间方面优于基于蒙特卡洛计算的误差计算方法。同时，由于无迹变换只近似系统状态变量的高斯分布，而不是近似系统的非线性函数，该方法避免了求解解析的雅克比矩阵，较线性协方差计算方法更容易实现。
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公开(公告)号：CN108923616A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810708607.3
申请日：2018-07-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: H02K41/035
Abstract: 本发明公开了一种耐受振动和冲击的柔性音圈作动器，包括固定部分、运动部分,固定部分包括音圈电机定子、主壳体、顶盖；运动部分包括音圈电机动子、动子连接盘、膜簧组件、输出轴、柔性铰、护套；膜簧组件包括两片相同的膜簧、外隔圈、橡胶片、内隔圈，外隔圈支撑上、下膜簧的外圈，内隔圈支撑住上、下膜簧的内圈，橡胶片夹在上、下膜簧中间；柔性铰内部灌封硅橡胶，柔性铰外侧同轴安装护套，护套内孔与柔性铰外圆之间留有限位间隙。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108920789A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810634463.1
申请日：2018-06-20
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，包括如下步骤：(1)、建立柔性航天器一体化有限元模型；(2)、以主动指向超静平台与载荷和星体连接节点、星体执行机构节点为输入节点，载荷敏感器节点、星体敏感器节点、主动指向超静平台与载荷和星体连接节点为输出节点，建立航天器基于有限元方法的结构动力学方程；(3)、将航天器基于有限元方法的结构动力学方程变换为航天器模态坐标下的结构动力学方程，并改写成航天器的状态空间方程；(4)、对状态空间方程进行输入输出变换，得到以输入节点作用力为输入，以输出节点运动学状态为输出的柔性航天器多级复合控制动力学模型，用于控制系统仿真分析。
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公开(公告)号：CN108803307A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810514494.3
申请日：2018-05-25
Applicant: 北京控制工程研究所
CPC classification number: G05B9/03 , G05B11/42 , G05B13/042 , G05B23/0213
Abstract: 一种主动指向超静平台自主故障诊断与容错控制方法及系统，所设计的故障诊断与容错控制方法适用于主动指向超静平台这类高度耦合的复杂多输入多输出系统。首先，建立了主动指向超静平台动力学模型，并设计了载荷指向控制解耦模型和解耦矩阵。通过解耦矩阵实现主动指向超静平台由复杂多输入多输出系统转换为多个相对简单的单输入单输出系统，简化载荷控制器的设计。然后，针对单个作动器故障的载荷容错控制问题，通过建立新解耦矩阵实现载荷指向控制重构，并给出了基于解耦矩阵条件数最小的冗余自由度选择方法。数学仿真结果表明：基于冗余自由度最优选择的主动指向容错控制方法能够最大限度地减少作动器故障对主动指向超静平台载荷指向控制效果的影响。
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公开(公告)号：CN108762231A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810546703.2
申请日：2018-05-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，首先确定超精超稳超敏捷控制在轨验证的功能和性能指标要求，并根据要求设计在轨验证方法所需的硬件和软件部分，并将其组装成在轨验证系统，然后通过地面测试结果验证超精超稳超敏捷控制的功能性能要求，完善在轨验证方法在轨测试流程与方案，完成在轨测试结果验证超精超稳超敏捷控制效果。本发明为航天器超精超稳超敏捷控制的在轨验证提供一套切实可行的验证方案，并通过地面试验测试验证了其功能和性能指标要求，具有很好的使用价值。
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公开(公告)号：CN108646775A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810587476.8
申请日：2018-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种三超平台敏捷机动与快速稳定控制方法，适用于极高分辨率对地观测、空天动目标敏捷跟踪等具有载荷敏捷机动与快速稳定需求的领域。所设计的“三超”平台包括星体一级姿态控制以及主动指向超静平台二级控制。在大角度快速机动过程中，星体一级进行主动姿态控制，实现6(°/s)敏捷机动，主动指向超静平台进行被动隔振控制。当星体一级姿态机动到位且载荷姿态误差在主动指向超静平台控制范围内时，采用多项式规划方法对机动到位后的载荷偏差姿态Δθp进行平滑过渡，并进行主动指向超静平台二级控制实现载荷快速稳定。仿真结果表明，载荷快速稳定时间优于2.5s，而星体平台稳定时间为6s。
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公开(公告)号：CN108639383A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810461473.X
申请日：2018-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于分布式柔性结构的智能挠性作动器，包括：上柔性铰链(2)、支杆(3)、连接块(4)、下柔性铰链(6)、上膜簧(7)、动子安装盖(9)、音圈电机(10)、外筒(11)、定子安装盖(12)、下膜簧(13)、位移传感器被测件(14)、位移传感器(15)、底盖(16)。安装完成后，通过大量程高精度电涡流位移传感器(15)的测量反馈和大行程快响应音圈电机(10)的控制输出，实现智能挠性作动器的振动隔离、扰振抑制和精确指向调节。本发明的智能挠性作动器采用双膜簧和双柔性铰链结构形式，控制精度高、扩展性好，可广泛的应用于航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷控制领域。
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