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公开(公告)号：CN111367313A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010129641.2
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统，该方法包括如下步骤：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入；判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由动力学模型+它星轨道数字模型的模式换至动力学模型+轨道切换补偿模块的模式；第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。本发明完成了编队功能的半物理仿真测试。
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公开(公告)号：CN111367312A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010113557.1
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种多星串行编队安全协同防碰撞规避方法，包含：1)多星编队卫星系统中每颗卫星根据相对测量敏感器实时获取先后相邻卫星相对本星的相对位置Rci和相对速度Vci；2)每颗卫星自主判断(Rci，Vci)是否在安全区域；若是，表明星间状态正常；若不是，进行下一步判断；3)每颗卫星根据相对测量敏感器编号标志，判断是前星异常接近还是后星异常接近；若前星接近，则本星执行抬升轨道控制，将轨道升高Δa；若后星接近，则本星执行降低轨道控制，将轨道降低Δa；4)根据轨道半长轴控制量Δa，计算单脉冲控制时长指令Δt并执行，控制结束600s后，重复步骤1～步骤3，直到每颗卫星自主判断是否在安全区域内。
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公开(公告)号：CN110850842A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911071244.8
申请日：2019-11-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法，该模拟系统包含仿真机系统，其分别与动力学系统、上位机、若干种星载真实单机以及终端外部设备连接并进行数据交互；仿真机系统包含：通过PCIe总线架构连接的xPC目标机板卡，及，若干接口板卡；xPC目标机板卡运行xPC Target实时操作系统，接收动力学系统的输入单机模型数据，接收来自上位机的操控软件指令，运行单机模型。本发明提供了一套完整的仿真机信号转换接口，完成由仿真端单机模型到真实星载单机信息流的转化。该系统能够在单机无法同时齐套条件下实现卫星半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟，提高卫星半物理测试阶段的测试试验效率。
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公开(公告)号：CN110824891A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911121071.6
申请日：2019-11-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于双星编队的半物理仿真校时系统及校时方法，该系统包含以下：外部时钟源、若干时钟信号处理模块、及若干实时仿真机；且所述外部时钟源与所述若干时钟信号处理模块串行连接；所述若干实时仿真机分别并联在所述时钟信号处理模块上，并与该时钟信号处理模块形成闭合回路。该系统将若干时钟信号处理模块串行连接，根据外部时钟源信号建立统一的晶振信号，通过外部时钟源信号替代若干个实时仿真CPU的晶振频率，实现各个硬件频率时钟信号的统一，实现对所述若干时钟信号处理模块进行一致授时，并提供对外软硬件接口，适用于不同的仿真环境和系统环境，使用方便，提高了系统的仿真频率，从而提高仿真精度。
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公开(公告)号：CN110687886A
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201910870579.X
申请日：2019-09-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提供一种摆动式太阳帆板驱动系统的故障诊断与重构方法，包含步骤：S1、星载计算机为驱动机构设置异常标志和故障标志；S2、星载计算机发送指令，驱动对应的太阳帆板摆动；S3、若在预设的时长内，星载计算机未接收到某个驱动机构发送的太阳帆板到位信号，判断该驱动机构异常，若异常的驱动机构为一个，进入S4；若异常的驱动机构为两个，进入S5；S4、星载计算机判断该异常驱动机构是否发生故障；若发生故障进入S5；否则进入S2；S5、驱动器从主份线路切换到备份线路，星载计算机判断驱动机构是否发生故障，若两个驱动机构均未发生故障，进入S1；否则进入S6；S6、星载计算机发送故障驱动机构的编号及其故障标志给地面控制中心。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106843249B
公开(公告)日：2019-12-17
申请号：CN201710060168.5
申请日：2017-01-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高精度高稳定度二维导引姿态控制方法，包含以下过程：在原有通用不导引的姿态控制方法中的修正回路内加入了二维导引的角速度指令，相当于系统的角速度前馈，可以提高系统的响应能力，实现快速导引控制；在滚动方向进行了与偏航的解耦控制，消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响。通过上面的措施，可以实现卫星任意位置的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。本发明具有简单易于星上实现和地面操作的优点。
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公开(公告)号：CN106945849B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710202232.9
申请日：2017-03-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法包含如下步骤：确定卫星姿态机动过程中的姿态；对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；对卫星滚动轴方向进行稳定控制；分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。本发明利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速‑匀速‑减速‑快速稳定‑稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。
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公开(公告)号：CN110316402A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910480432.X
申请日：2019-06-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时，采用反作用飞轮实现卫星姿态控制，通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿，在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时，采用推力器实现卫星姿态控制，通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。本发明实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求，提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性，减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。
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公开(公告)号：CN106527471B
公开(公告)日：2019-10-01
申请号：CN201710060495.0
申请日：2017-01-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种用于姿态机动过程中抑制挠性振动的三角函数轨迹规划方法，该方法包含：计算卫星机动过程中最大角加速度和最大角速度；确定角加速度三角函数阶次与残余振动的关系；确定角加速度三角函数阶次与加速时间系数的关系；确定角加速度三角函数阶次；对角加速度进行积分得到角速度和角度轨迹。本发明通过已知的执行机构最大力矩和最大角动量，计算确定三角函数阶次与振动残余量和加速时间系数的关系，通过迭代进而确定星体机动过程中三角函数角加速度指令的阶次，再对角加速度指令进行积分得到角速度和角度指令，通过对角加速度轨迹进行以挠性附件振动残余量为约束的设计规划，可以有效的抑制挠性附件的振动。
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公开(公告)号：CN107323688B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201710517958.1
申请日：2017-06-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，根据当前推力器贮箱、气瓶测量的温度和压力计算剩余燃料量，并估计推力器的推力的变化率，取推力的线性平均，构造以喷气时长为未知变量的代数方程。对一组多次喷气的情况，每一次喷气需要根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此更新推力器参数，进而计算推力器当前次喷气的喷气时长，实现为卫星的姿轨控系统提供更高精度的控制输出，进而提高系统的控制精度。
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