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公开(公告)号：CN113496009A
公开(公告)日：2021-10-12
申请号：CN202110721119.8
申请日：2021-06-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 卫星太阳光压力矩高精度在线估计方法，包括：1)建立太阳光压力矩模糊逻辑估计模型；2)根据步骤1)所述太阳光压力矩模糊逻辑估计模型，利用梯度下降法，在线迭代调整获得待调参数θj、3)根据步骤2)所述在线待调参数从而在线获得太阳光压力矩本发明可以实现太阳光压力矩的直接在线估计，且对在轨数据没有额外要求的前提下，利用地面分析得到的先验信息，有效的提高太阳光压力矩在线估计的精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115783311A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202310050749.6
申请日：2023-02-01
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，方法包括：基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；对每一个待检测轨道周期进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，并对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。本方案，能够实现航天器在整个电推进位置保持周期内的地影弧段的自主检测和预报，进而实现点火弧段的地影规避。
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公开(公告)号：CN113359668A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110638606.8
申请日：2021-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种卫星掉电故障的自主诊断与处理方法，包括如下步骤：卫星上电后，通过判断确定发生掉电后恢复上电的故障后；设置轨道采用GNSS轨道数据，开地球敏感器，设置动量轮转速为标称转速，自主转地球指向模式；在地球指向模式下，连续T0个周期，当GNSS轨道数据可用且卫星上的任一星敏可用且卫星的三轴姿态角速度小于阈值K0，自主转惯性指向地模式；在惯性指向对地模式下，连续T1个周期，当所述的三轴姿态角小于阈值K1，自主转位置保持模式；在位置保持模式下，连续T2个周期，当所述的三轴姿态角小于阈值K2，且卫星上的M个动量轮转速控制到标称转速，则自主转正常模式；其中，T0
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公开(公告)号：CN113496009B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202110721119.8
申请日：2021-06-28
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 卫星太阳光压力矩高精度在线估计方法，包括：1)建立太阳光压力矩模糊逻辑估计模型；2)根据步骤1)所述太阳光压力矩模糊逻辑估计模型，利用梯度下降法，在线迭代调整获得待调参数θj、3)根据步骤2)所述在线待调参数从而在线获得太阳光压力矩本发明可以实现太阳光压力矩的直接在线估计，且对在轨数据没有额外要求的前提下，利用地面分析得到的先验信息，有效的提高太阳光压力矩在线估计的精度。
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公开(公告)号：CN115783311B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310050749.6
申请日：2023-02-01
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，方法包括：基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；对每一个待检测轨道周期进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，并对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。本方案，能够实现航天器在整个电推进位置保持周期内的地影弧段的自主检测和预报，进而实现点火弧段的地影规避。
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公开(公告)号：CN113359668B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110638606.8
申请日：2021-06-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种卫星掉电故障的自主诊断与处理方法，包括如下步骤：卫星上电后，通过判断确定发生掉电后恢复上电的故障后；设置轨道采用GNSS轨道数据，开地球敏感器，设置动量轮转速为标称转速，自主转地球指向模式；在地球指向模式下，连续T0个周期，当GNSS轨道数据可用且卫星上的任一星敏可用且卫星的三轴姿态角速度小于阈值K0，自主转惯性指向地模式；在惯性指向对地模式下，连续T1个周期，当所述的三轴姿态角小于阈值K1，自主转位置保持模式；在位置保持模式下，连续T2个周期，当所述的三轴姿态角小于阈值K2，且卫星上的M个动量轮转速控制到标称转速，则自主转正常模式；其中，T0
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