公开(公告)号：CN108438255A

公开(公告)日：2018-08-24

申请号：CN201810209662.8

申请日：2018-03-14

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 王文妍 ,  何煜斌 ,  完备 ,  朱郁斐 ,  刘美师 ,  杜耀珂 ,  陈桦 ,  王嘉轶 ,  王禹 ,  贾艳胜 ,  崔佳 ,  吴敬玉

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包含：1)利用自然摄动使得编队辅星将逐渐接近编队主星；2)星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机能够输出测量数据，输出导航结果，编队辅星进行平面内控制；3)当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，优先进行面外控制；4)根据相对导航结果，进行平面内控制，进一步减小星间半长轴偏差，初步形成绕飞编队构形；5)根据相对导航结果，当星间距离小于阈值时，平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

公开(公告)号：CN106828981A

公开(公告)日：2017-06-13

申请号：CN201710146953.2

申请日：2017-03-13

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 王新 ,  钟超 ,  王文妍 ,  郭思岩 ,  裴甲瑞

IPC: B64G1/28

Abstract: 本发明公开一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，该补偿方法包含：在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。本发明采用了角动量偏置产生陀螺力矩补偿的方法，通过磁卸载很容易实现角动量偏置，通过补偿常值干扰力矩有利于控制系统的角动量管理，在磁力矩器一定的条件下可避免卫星角动量出现饱和，解决了角动量交换姿态控制系统中，因常值干扰力矩引起的角动量易饱和的问题，取得了角动量偏置应用于卫星姿态控制磁卸载的有益效果。

公开(公告)号：CN106774283A

公开(公告)日：2017-05-31

申请号：CN201710071419.X

申请日：2017-02-09

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 裴甲瑞 ,  王文妍 ,  李小斌 ,  钟金凤 ,  万亚斌

IPC: G05B23/02

CPC classification number: G05B23/0213

Abstract: 本发明提供了一种卫星控制系统通用的故障模拟装置，通过在星载计算机与星载真实产品和产品故障模拟器间加入该装置，将连接星载计算机端与连接星载真实产品端或连接产品故障模拟器端之中的一个连通，从而选择使星载计算机与星上产品或故障模拟设备进行数据交互，以满足卫星控制系统试验需要，或利用产品故障模拟器进行故障诊断试验。本发明可以实现星载计算机与真实产品或故障模拟器间数据交互的自由切换，且通用性强。

公开(公告)号：CN106338296A

公开(公告)日：2017-01-18

申请号：CN201610972413.5

申请日：2016-11-04

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 郭思岩 ,  王文妍 ,  钟金凤 ,  张艳召 ,  石晓涵 ,  张云霞 ,  李小斌

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/20

CPC classification number: G01C25/00 ,  G01C21/20

Abstract: 本发明涉及一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法，包含：根据第一、第二星敏感器输出的卫星姿态四元数信息，以及第一、第二星敏感器与卫星本体的安装关系，得到基于第一、第二星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，并分别与星上轨道计算的当前时间进行同步计算；根据时间同步后的两个星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，计算第一星敏感器与第二星敏感器之间的实时交互的修正偏差，最终对第一或第二星敏感器进行实时交互修正。本发明能降低星敏感器与卫星基准之间因慢变及形变而引起的姿态偏差，保证卫星高精度的三轴姿态确定精度。

公开(公告)号：CN106092105A

公开(公告)日：2016-11-09

申请号：CN201610389967.2

申请日：2016-06-03

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 杨盛庆 ,  杜耀珂 ,  汪礼成 ,  完备 ,  贾艳胜 ,  沈阳 ,  王文妍

IPC: G01C21/24

CPC classification number: G01C21/24

Abstract: 一种近地卫星严格回归轨道的确定方法，在根据经验公式获取低阶次重力势场情形下回归轨道的轨道根数预估值的基础上，以轨道半长轴a和轨道倾角i为组合，根据轨道半长轴a和轨道倾角i与星下点经纬度的关系，基于高阶次重力势场模型的轨道递推模块，重复对轨道半长轴a和轨道倾角i进行迭代修正，以偏心率e和近地点幅角ω为组合，针对偏心率矢量极限环特性，采用平均法重复对偏心率e和近地点幅角ω进行迭代修正，直至升交点的回归精度满足设定值。本发明基于高精度轨道动力学来确定近地卫星严格回归轨道，确定的轨道对于空间目标点具有较高的回归精度，相较传统的基于低阶次重力势场的方法，高精度的轨道动力学更贴近实际、更具应用价值。