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公开(公告)号：CN106773794A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710078570.6
申请日：2017-02-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种自主判断真实单机或数学模型接入半物理仿真系统的方法，包含：S1、动力学仿真计算机采集控制力矩陀螺的真实单机测试口数据及数学模型数据；S2、判断真实单机测试口数据和数学模型数据是否变化；S3、在数学模型中设置AOCC控制指令计数器，并周期性发送计数值；S4、根据S2和S3判断当前接入半物理仿真系统的是真实单机或数学模型；S5、计算控制力矩，进行地面卫星半物理仿真试验的闭环控制。本发明能及时判断接入半物理仿真系统的是控制力矩陀螺的真实单机还是数学模型，保证计算控制力矩数据的真实性；节省半物理仿真试验的时间，保证仿真验证的可靠性，减少人为操作失误的可能性。
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公开(公告)号：CN106444815A
公开(公告)日：2017-02-22
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
CPC classification number: G05D1/0825
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：CN105866808A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610452918.9
申请日：2016-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种导航接收机定轨误差对卫星姿态精度的影响的确定方法，充分利用导航接收机输出的位置速度与轨道根数之间的关系，提取了位置速度误差对姿态确定精度影响之间的表达式，通过他们之间的转换关系，成功分析解算出位置和速度的误差对姿态角在三个方向分别带来的传递关系，可以给出任意位置导航误差对姿态的影响，对工程设计中导航误差分配与姿态确定误差分析提供了直观方法。
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公开(公告)号：CN110568773B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN201910932966.1
申请日：2019-09-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的方法及系统，该方法采用控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的系统进行故障模拟仿真测试，所述的系统包含故障模拟控制台、数学模型上位机和数学模型下位机；所述的数学模型下位机搭载实时仿真系统，在运行所述的数学模型上位机加载的控制力矩陀螺群数学模型后，所述的数学模型下位机模拟所述的控制力矩陀螺群真实单机的输入输出功能，并接收所述的故障模拟控制台的指令，模拟控制力矩陀螺群故障，输出运行状态数据及异常信息给所述的数学模型上位机。本发明可以对可预见的各种控制力矩陀螺群的各种故障进行验证，对发生故障后姿轨控软件故障诊断和隔离措施进行测试。
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公开(公告)号：CN114955008A
公开(公告)日：2022-08-30
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106980557B
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN201710201975.4
申请日：2017-03-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F11/14
Abstract: 本发明公开了一种基于存储分区的星载软件异构备份方法，将全功能软件及其功能降级软件存储于星载计算机的不同存储分区，全功能软件存储于可擦除只读存储分区，功能降级软件存储于只读存储分区。当第一星载计算机存储全功能软件的多个存储器异常导致全功能软件无法运行时，功能降级软件启动运行并实现所属系统的最小功能子集，临时替代全功能软件，同时功能降级软件通过外部接口与第二星载计算机的全功能软件进行数据交互，恢复本机全功能软件运行，实现对星载软件的存储安全保障。
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公开(公告)号：CN110712768B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201911074488.1
申请日：2019-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种控制力矩陀螺群初始框架位置确定方法，该方法包含以下步骤：S1、构建控制力矩陀螺群总角动量的约束方程；S2、构建奇异测度的指标函数；S3、结合步骤S1和S2的数据进行非线性叠代搜索，并将所述非线性迭代搜索的结果转化到0‑2π，作为初始框架角组合δ0；S4、将步骤S3所得的初始框架角组合δ0作为初始值继续代入到步骤S3中，计算出新的初始框架角组合δ0，并不断进行步骤S3和步骤S4的循环，直至前后两次所得的初始框架角组合δ0之间差值小于或等于0.001°时，输出当前的初始框架角组合δ0。其优点是：根据控制力矩陀螺群角动量约束方程和奇异测度指标函数，通过多次叠代搜索出控制力矩陀螺群初始框架的位置，具有简单可靠，运算量小，工程易于实现的优点。
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公开(公告)号：CN107262184B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201710591876.1
申请日：2017-07-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B01L9/02
Abstract: 本发明公开一种可移动的高集成度半物理试验台，包含：试验台结构框架、可移动侧板、电缆固定装置。试验台结构框架承载试验台的敏感器和执行单机的安装；星载计算机和接口单元安装在可移动侧板上；电缆固定装置布局和固定所有的试验电缆。本发明具有结构简单、集成度高、体积小、可靠性高、电缆布局简单、便于移动和搬运等优点。
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公开(公告)号：CN110712767A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201911036870.3
申请日：2019-10-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种五棱锥控制力矩陀螺群自主重构方法，该方法包含：在控制力矩陀螺控制模式下，当某一个控制力矩陀螺(CMGi，i＝1,2,…,6)因故障切除系统后，该控制力矩陀螺角动量回零；对控制力矩陀螺群合成的角动量计算进行设置处理，对控制力矩陀螺操纵律进行设置处理，实现控制力矩陀螺群重构控制。本发明采用了控制力矩陀螺群自主重构的方法，通过对控制力矩陀螺群合成的角动量计算和控制力矩陀螺操纵律进行设置处理，解决了在控制力矩陀螺姿态控制过程中发生控制力矩陀螺切换带来的姿态控制连续性问题，取得了在控制力矩陀螺重构过程中保持卫星姿态稳定控制的有益效果。
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公开(公告)号：CN110553653A
公开(公告)日：2019-12-10
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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