-
公开(公告)号：CN111637876A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010414295.2
申请日：2020-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C19/00
Abstract: 本发明涉及一种高带宽高精度速率积分陀螺模拟器实现方法，涉及航天器姿轨控系统地面试验领域；步骤一、通过当量对阈值角度进行量化，计算角度脉冲量化值；步骤二、通过当量对一个时钟周期内陀螺模拟器的积分角度进行量化，计算陀螺模拟器积分角度量化值；步骤三、计算陀螺模拟器积分角度随周期的累加值；步骤四、将Qp、Qc和Qn均用补码表示；步骤五、对陀螺模拟器积分角度随周期的累加值和角度脉冲量化值进行比较；根据比较结果，比较器不动作；或比较器输出一个角度脉冲，实现陀螺模拟器的角度脉冲的输出；本发明便于使用定点运算器实现，且资源占用极小，而且刷新速率(带宽)不受限制，可实现变周期积分。
-
公开(公告)号：CN111605739A
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN202010413110.6
申请日：2020-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 本发明涉及一种滚动俯仰偏航太阳敏感器定姿角的计算方法，涉及航天器姿轨控制领域；包括如下步骤：步骤一、建立太阳敏感器自身的测量坐标系ON1N2N3；测量太阳相对于太阳敏感器的太阳矢量 以ON1N3-N2建立球坐标系；步骤二、从旋转角度方面计算太敏测量角ψ″′SS；步骤三、从轨道角速度方面计算太敏测量角ψ″SS；步骤四、计算定姿角ψO.本发明利用太敏测量角确定姿态，得到了统一的太敏定姿系数计算方法，对于滚动、俯仰和偏航角计算公式一致，物理概念清晰明确。
-
公开(公告)号：CN111637876B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010414295.2
申请日：2020-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C19/00
Abstract: 本发明涉及一种高带宽高精度速率积分陀螺模拟器实现方法，涉及航天器姿轨控系统地面试验领域；步骤一、通过当量对阈值角度进行量化，计算角度脉冲量化值；步骤二、通过当量对一个时钟周期内陀螺模拟器的积分角度进行量化，计算陀螺模拟器积分角度量化值；步骤三、计算陀螺模拟器积分角度随周期的累加值；步骤四、将Qp、Qc和Qn均用补码表示；步骤五、对陀螺模拟器积分角度随周期的累加值和角度脉冲量化值进行比较；根据比较结果，比较器不动作；或比较器输出一个角度脉冲，实现陀螺模拟器的角度脉冲的输出；本发明便于使用定点运算器实现，且资源占用极小，而且刷新速率(带宽)不受限制，可实现变周期积分。
-
公开(公告)号：CN111605739B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202010413110.6
申请日：2020-05-15
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 本发明涉及一种滚动俯仰偏航太阳敏感器定姿角的计算方法，涉及航天器姿轨控制领域；包括如下步骤：步骤一、建立太阳敏感器自身的测量坐标系ON1N2N3；测量太阳相对于太阳敏感器的太阳矢量以ON1N3‑N2建立球坐标系；步骤二、从旋转角度方面计算太敏测量角ψ″′SS；步骤三、从轨道角速度方面计算太敏测量角ψ″SS；步骤四、计算定姿角ψO.本发明利用太敏测量角确定姿态，得到了统一的太敏定姿系数计算方法，对于滚动、俯仰和偏航角计算公式一致，物理概念清晰明确。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109460049B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN201811354941.X
申请日：2018-11-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，首先建立J2000地心惯性系、J2000准惯性坐标系、卫星本体坐标系、东南地坐标系、轨道坐标系，然后测量计算得到各个坐标系之间的转换矩阵，并计算地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态，最后计算当前三轴目标姿态、目标三轴目标姿态的差，并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性，具有很好的使用价值。
-
公开(公告)号：CN109466809B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201811436272.0
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明一种可配置可组装的挠性模拟器，包括变刚度主结构单元、气浮辅助支撑装置、质量承载装置和可配置质量单元；变刚度主结构单元链接组装体，在组装体末端放置质量承载装置，将可配置质量单元放置在承载装置上，形成主结构，用于对质量大小进行调整；气浮辅助支撑装置用来对主结构进行辅助支撑，使之运行在光滑水平的平台上。该设备是可重复利用的，还可根据挠性体的复杂程度进一步扩展组装结构单元，目前，QS‑3、TT‑1、高轨SAR等卫星的物理仿真试验均使用了该套模拟器。
-
公开(公告)号：CN109460049A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811354941.X
申请日：2018-11-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，首先建立J2000地心惯性系、J2000准惯性坐标系、卫星本体坐标系、东南地坐标系、轨道坐标系，然后测量计算得到各个坐标系之间的转换矩阵，并计算地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态，最后计算当前三轴目标姿态、目标三轴目标姿态的差，并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性，具有很好的使用价值。
-
公开(公告)号：CN109144085A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201811074299.X
申请日：2018-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 基于特征结构配置的鲁棒Hinf航天器指向控制方法及系统，该特征结构配置方法设计的控制器能够为控制系统提供具有所期望特性或结构的所有控制律的完全参数化表示，而后根据航天器自身特点设计合理的约束条件来选择控制律中自由参数。本发明方法以特征结构配置方法为主，进行卫星鲁棒Hinf高精度指向控制设计，根据设计的闭环控制系统结果，确定合理的闭环系统的特征值，依据现有卫星控制器规范化结构进行调整，使得星上闭环控制系统的主特征值与本发明一致，进而令闭环系统具有相似的运动特性。经过带有大挠性结构不确定航天器在轨验证表明，不仅具有较强收敛鲁棒稳定性，而且能够确保在轨长期运行中保持高精度指向任务需求，进而提高系统的可靠性。
-
公开(公告)号：CN109466809A
公开(公告)日：2019-03-15
申请号：CN201811436272.0
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明一种可配置可组装的挠性模拟器，包括变刚度主结构单元、气浮辅助支撑装置、质量承载装置和可配置质量单元；变刚度主结构单元链接组装体，在组装体末端放置质量承载装置，将可配置质量单元放置在承载装置上，形成主结构，用于对质量大小进行调整；气浮辅助支撑装置用来对主结构进行辅助支撑，使之运行在光滑水平的平台上。该设备是可重复利用的，还可根据挠性体的复杂程度进一步扩展组装结构单元，目前，QS-3、TT-1、高轨SAR等卫星的物理仿真试验均使用了该套模拟器。
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
9
records
(took 0.026 seconds)
