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公开(公告)号：CN114955008B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210554564.4
申请日：2022-05-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
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公开(公告)号：CN110553653B
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN201910784795.2
申请日：2019-08-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，包含：对GNSS测量数据进行轨道数据预处理；对GNSS测量数据进行坐标系转换；对滤波时刻、星载计算机运行时刻进行系统时间维护，对滤波得到的轨道数据进行时间补偿；构造导航滤波算法，使用EKF滤波器的计算结果作为航天器轨道确定的主份方案；对航天器轨道确定得到惯性系位置、速度信息进行转换得到瞬时轨道参数和轨道平根数；针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断；使用轨道递推算法作为航天器轨道确定的备份方案；根据GNSS测量系统的工作状态设计主备份方案之间的切换逻辑。本发明克服GNSS测量系统产生的噪声误差和卫星平台分系统之间时间偏差产生的影响，给姿轨控系统提供高精度的时空基准。
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公开(公告)号：CN106776100B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201710035619.X
申请日：2017-01-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F11/07
Abstract: 一种存储器数据分层校验方法，对存储器的所有空间进行读操作，如果发现存储器单位翻转异常，将读取的该单位翻转异常地址的数据作为操作数回写到该单位翻转异常地址，完成对存储器单位翻转异常的修复，如果发现存储器多位翻转异常，将该多位翻转异常的地址本身作为操作数回写到该多位翻转异常地址，并标记该多位翻转异常地址，对该多位翻转异常地址中存储的三份完全相同的数据进行“三取二”检查，将“三取二”检查结果作为操作数回写到该多位翻转异常地址。本发明快速准确地定位发生存储器多位翻转异常的地址空间，能及时纠正存储器单位翻转异常和多位翻转异常，保证存储器中的存储数据持续稳定可靠，软件实现简单，成本低廉。
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公开(公告)号：CN106919055B
公开(公告)日：2019-10-01
申请号：CN201710253762.6
申请日：2017-04-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种卫星采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构时，基于鲁棒伪逆操纵率的单框架控制力矩陀螺故障预案设计方法，首先根据控制力矩陀螺群的构形和各个单框架控制力矩陀螺框架轴的方向布置，确定陀螺群的角动量H与力矩矩阵C；然后设计鲁棒伪逆操纵率；最后针对控制力矩陀螺在轨易出现的故障：通断故障、内转子转速不稳定故障、通讯故障、外框架卡死、外框架转速不变故障，基于鲁棒伪逆算法，通过星上自主诊断和预案设计，能够在n‑3个(n为控制力矩陀螺群中SGCMG的个数)SGCMG故障下也能基本保证星体姿态的正常对地控制。本发明能够提高卫星在轨实时自主诊断能力，减少对地面的依赖，避免地面解决措施的延时，增强安全性，降低整星风险。
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公开(公告)号：CN106950858B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710293551.5
申请日：2017-04-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种卫星半物理仿真试验中星地时间同步的测试方法，包含：S1、建立卫星动力学仿真模型，并运行至卫星动力学仿真计算机中；S2、产生同步的秒脉冲信号，分别发送至星上计算机和卫星动力学仿真计算机；S3、卫星动力学仿真模型实时接收星上计算机发送的时间信号，与秒脉冲信号对应的时间信号比较，判断正确后作为轨道计算时间，并计算得到卫星姿态四元数；S4、采用星敏感器电信号源接收卫星动力学仿真计算机发送的卫星姿态四元数，模拟在轨星空并传输至星敏感器，再通过星敏感器与星上计算机形成闭环控制。本发明可减少数据传输中的时间延迟，保证星上计算机与地面卫星动力学仿真计算机的时间同步，提高卫星控制系统的测试精度。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN106444815B
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201610976806.3
申请日：2016-11-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，包含：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。本发明适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
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公开(公告)号：CN107747953A
公开(公告)日：2018-03-02
申请号：CN201711008512.2
申请日：2017-10-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种多敏感器数据与轨道信息时间同步方法，包含：S1、获取陀螺组合数据的敏感时刻；S2、确定轨道计算时刻；S3、采集星敏感器的姿态数据及曝光时间数据；S4、根据计算机数据及星敏感器的曝光时间数据，计算星敏感器的曝光时刻；S5、根据星敏感器的曝光时刻与轨道计算时刻，计算得到因时间差引起的偏差四元数；S6、计算得到与轨道计算时间同步后的星敏感器的姿态四元数。本发明能够有效的保证卫星姿态确定所需的各种敏感数据和轨道数据的时间同步性，从而获取高精度的可信的卫星姿态。
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公开(公告)号：CN106919055A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710253762.6
申请日：2017-04-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种卫星采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构时，基于鲁棒伪逆操纵率的单框架控制力矩陀螺故障预案设计方法，首先根据控制力矩陀螺群的构形和各个单框架控制力矩陀螺框架轴的方向布置，确定陀螺群的角动量H与力矩矩阵C；然后设计鲁棒伪逆操纵率；最后针对控制力矩陀螺在轨易出现的故障：通断故障、内转子转速不稳定故障、通讯故障、外框架卡死、外框架转速不变故障，基于鲁棒伪逆算法，通过星上自主诊断和预案设计，能够在n‑3个(n为控制力矩陀螺群中SGCMG的个数)SGCMG故障下也能基本保证星体姿态的正常对地控制。本发明能够提高卫星在轨实时自主诊断能力，减少对地面的依赖，避免地面解决措施的延时，增强安全性，降低整星风险。
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公开(公告)号：CN106915477A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710128823.6
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G1/361 , B64G2001/245 , G05D1/0883
Abstract: 本发明公开了一种姿态控制方法，包含以下过程：采用秒脉冲信号对影响卫星姿态精度的星上时间进行对准；实时对卫星姿态测量用的星敏感器误差进行修正；利用动力学耦合关系对斜飞卫星的重力梯度干扰力矩进行补偿；在姿态控制过程中利用输入成型控制方法对卫星挠性进行抑制；采用位置速度双回路和位置修正回路增加角速度前馈指令的姿态控制律实现高精度高稳定度姿态导引控制；采用饱和滑模变结构控制算法实现大惯量卫星的快速姿态机动。本发明具有计算方法简单，控制灵活，能够应用于大惯量大挠性斜飞卫星的姿态控制且大大提升了卫星的性能，降低了卫星硬件的研制成本的优点。
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