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公开(公告)号：CN106289237A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610601098.5
申请日：2016-07-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: G01C21/025 , G01C21/20
Abstract: 本发明公开一种APS数字式太阳敏感器太阳角计算方法，该太阳角计算方法包含：读取数字式太阳敏感器的太阳光斑位置；根据太阳光斑位置，计算初始太阳入射角；初始太阳入射角结合数字式太阳敏感器的标定参数，迭代计算得到太阳入射角；计算得到修正后的二维太阳角。本发明通过太阳敏感器的太阳角修正和迭代计算，大大提高了太阳角计算精度，有助于提升卫星姿态精度。
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公开(公告)号：CN105806369A
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201610338577.2
申请日：2016-05-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器在轨光行差修正方法，包含以下步骤：根据上注的轨道参数计算得到星敏感器相对太阳的线速度，并计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量；根据星敏感器的姿态输出计算得到星敏感器的惯性指向；根据星敏感器的惯性指向计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量在星敏感器测量坐标系中的分量，并得到光行差引起的偏角值；根据光行差引起的偏角值计算得到星敏感器在轨光行差修正值，并根据此修正值在星敏感器姿态输出时对星敏感器在轨光行差进行修正。本发明能够有效提高星敏感器的测量精度。
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公开(公告)号：CN119408736A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411202457.0
申请日：2024-08-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高动态目标快速捕获与稳态跟踪的时空对准方法，通过将陀螺信息递推至星敏曝光时刻与星敏信息进行滤波融合实现卫星平台高精度姿态确定，再将星敏曝光时刻确定的卫星姿态递推至脱靶量时间戳，得到脱靶量时间戳对应的卫星姿态，完成卫星姿态信息与目标观测信息的时间对准；再利用脱靶量时间戳的卫星姿态将卫星相机坐标系下的目标视线矢量变换到惯性系的目标视线矢量，通过卡尔曼滤波估计脱靶量时间戳目标的惯性位置和速度，再将脱靶量时间戳目标惯性位置与卫星的惯性位置均递推至控制实施时刻，完成卫星与目标的空间对准。本发明有效解决了多信息时空不一致导致的目标指向控制失准问题，实现了对高动态目标快速捕获和稳态跟踪。
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公开(公告)号：CN118093573A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311778915.0
申请日：2023-12-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F16/22
Abstract: 本发明公开了一种多类型目标信息遥测波道自动生成及对比方法，接收卫星遥测数据后，根据数据字节W1～Wn得到分割数据块集合Block1～Blockm，通过卫星总体下发的遥测顶层协议确认Block1～Blockm相对应分割数据块的下传周期T1～Tm，再通过其他步骤输出完整遥测大表。本发明通过实时配置T0和字节总数n，能动态改变生成所需的完整遥测大表，此外通过并行生成每个子表，实现了完整遥测大表的高效生成，有利于实时有效监测。
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公开(公告)号：CN114383619B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202111485208.3
申请日：2021-12-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高精度轨道计算方法，包括：根据不同的轨道参数受摄动力的影响不同，以及星上轨道预报精度需求，选取不同的基函数，建立基于所述基函数的星上轨道预报模型；根据地面测控系统进行高精度轨道预报，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值；根据所述系数向量矩阵和所述星上轨道预报模型，通过递推得到惯性位置和惯性速度；上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，本发明提高了卫星星上预报的精度，大幅度简化了卫星星上基于轨道动力学的轨道预报模型的复杂程度，同时避免了轨道参数地面频繁上注和上注数据过多的问题，降低了星载计算机和地面测控的压力，具有较强的工程可实现性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114383619A
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202111485208.3
申请日：2021-12-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高精度轨道计算方法，包括：根据不同的轨道参数受摄动力的影响不同，以及星上轨道预报精度需求，选取不同的基函数，建立基于所述基函数的星上轨道预报模型；根据地面测控系统进行高精度轨道预报，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值；根据所述系数向量矩阵和所述星上轨道预报模型，通过递推得到惯性位置和惯性速度；上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，本发明提高了卫星星上预报的精度，大幅度简化了卫星星上基于轨道动力学的轨道预报模型的复杂程度，同时避免了轨道参数地面频繁上注和上注数据过多的问题，降低了星载计算机和地面测控的压力，具有较强的工程可实现性。
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公开(公告)号：CN111959834B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202010905656.3
申请日：2020-09-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种卫星半实物仿真试验台，包括：试验桌；所述试验桌包含：框架和至少两层桌面；每一所述桌面设置于所述框架上，用于固定待测单机和/或所述待测单机的测试装置；所有所述桌面之间通过导线进行连接，以使所有所述桌面的电位相等。本发明有效地节约试验场地并为待测单机提供了可靠的等电位环境，可以为待测单机构建任意安装位置和安装指向，以模拟整星结构环境；本发明还可以测量敏感角速度单机和转动执行机构单机的极性并使极性测量更为便捷。
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公开(公告)号：CN107402023B
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN201710681151.1
申请日：2017-08-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其步骤主要为：一、根据载荷标定的姿态确定误差，计算星敏感器的姿态测量误差；二、根据星敏感器的安装矩阵，计算星敏感器测量系下的测量误差；三、将测量误差数据通过分段多阶傅立叶函数来拟合星敏感器的慢变误差；四、根据地方时与恒星时角的转换关系，计算预报日期与标定日期的恒星时差；五、利用拟合的星敏感器慢变误差，预报星敏感器的姿态测量误差；六、根据星敏感器的测量模型，计算修正后的定姿角。本发明不仅可为图像导航与配准提供高精度的姿态基准，还可有效地提升光学遥感卫星的图像配准精度。
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公开(公告)号：CN107132850B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201710379508.0
申请日：2017-05-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：首先根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中变化姿态角速度；利用二次曲线拟合变轨期间的理论三轴惯性角速度，并上注二次曲线系数；在实施过程中根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态；在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪二次曲线。本发明利用陀螺信息，实现变轨姿态的连续跟踪，对太阳光照、敏感器视场均无约束，具有精度高，适应性强的特点。
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公开(公告)号：CN106289237B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201610601098.5
申请日：2016-07-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种APS数字式太阳敏感器太阳角计算方法，该太阳角计算方法包含：读取数字式太阳敏感器的太阳光斑位置；根据太阳光斑位置，计算初始太阳入射角；初始太阳入射角结合数字式太阳敏感器的标定参数，迭代计算得到太阳入射角；计算得到修正后的二维太阳角。本发明通过太阳敏感器的太阳角修正和迭代计算，大大提高了太阳角计算精度，有助于提升卫星姿态精度。
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