-
公开(公告)号：CN107193290B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710657019.7
申请日：2017-08-03
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线动量交换的卫星编队有效载荷相对位置控制方法，该方法主要通过三级编队控制过程：第一级编队控制以星间基线为被控对象，选用推力器作为执行结构，消除初始偏差，控制精度达m级；第二级编队控制以星间基线为被控对象，采用二级气动板进行控制，消除大气摄动，控制精度达dm级；第三级编队控制采用线动量交换装置进行控制，消除引力摄动，控制精度达mm级，实现卫星编队有效载荷相对位置的精密控制。本发明的控制精度高，工程可实现性强，可节省燃料消耗，且控制针对性高。
-
公开(公告)号：CN106681138B
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201611097493.0
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明一种编队卫星系统燃料消耗均衡在轨实现方法，步骤如下：1)第k次编队控制后，计算出该次编队控制燃料消耗量Ek；2)第k次编队控制后，确定2个卫星轨道周期编队控制参数Δlk确定；3)将编队控制燃料累计消耗量之和SEk以及该次编队控制残差Δlk代入公式SEk≥k1&&Δlk≥k2进行判断；4)若公式成立，星上自主完成主辅星标志切换，先由地面上注指令或星上自主进行主辅星切换控制，使得新主星运行在参考轨道上，然后参数置初始值，接着新的辅星执行编队控制任务，重复步骤1)～3)；若公式不成立，继续由原辅星进行编队控制。该方法工程可实现性强，节省燃料，同时兼顾编队卫星任务需求，能够提升提高卫星自主化水平。
-
公开(公告)号：CN109189102A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811407281.7
申请日：2018-11-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法，其包含：根据当前卫星的相对位置信息，首先导航滤波计算得到双星相对轨道根数偏差，然后计算得到当前时刻t(k)双星之间的切向绕飞中心偏置量L(k)，利用该偏置量的偏差漂移率反算半长轴的偏差，极大的提高了半长轴偏差的精度。本发明能够提高半长轴偏差的获取精度，且不需要增加额外的硬件资源，计算简单，易于实现。
-
公开(公告)号：CN106542118B
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201610879238.5
申请日：2016-10-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种利用飞轮从磁轮联控状态恢复到正常姿态控制的方法，步骤为：(1)在卫星遥控系统设置可以通过遥控注数的方式将俯仰方向飞轮的转速控制指令发送至星载计算机；(2)在卫星处于磁轮联控状态时，向星载计算机注入使得俯仰方向飞轮转速置零的指令，星载计算机接到置零的指令之后在每个控制周期采集俯仰方向飞轮的实时转速ωY，并判定ωY＝0是否成立，如果成立则进入下一步；如果不成立，则将ωYC＝ωY‑△ω作为该控制周期的目标转速发送给俯仰方向飞轮，使其转速在原先转速的基础上减少△ω，并通过若干个控制周期判定俯仰方向飞轮的实时转速处于0～△ω之间后进入下一步；(3)星上各飞轮的转速维持不变，直到接到注数指令后逐渐恢复到三轴稳定姿态控制。
-
公开(公告)号：CN105866808B
公开(公告)日：2018-04-20
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106896819A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710099793.0
申请日：2017-02-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，该方法包含：求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。本发明适用于安装三台及以上星敏感器的卫星，能够充分利用星上资源，能够补偿单星敏感器光轴精度差的不足，避免双星敏感器姿态确定算法中叉乘矢量的引入，减小定姿误差，可靠性高，且算法简单，星上软件容易实现。
-
公开(公告)号：CN106527471A
公开(公告)日：2017-03-22
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。
-
公开(公告)号：CN106404002A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610946528.7
申请日：2016-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种高精度成像时刻在轨校正方法，包括：步骤1，在星上获得由地面上注的成像时刻点；步骤2，根据获得的成像时刻点，利用GPS接收机预报的卫星信息，得到该时刻卫星的位置和速度；步骤3，根据位置和速度结合地面上注的成像目标点位置，计算校正时间偏差；步骤4，计算得到修正后的成像时刻；步骤5，判断校正时间偏差是否满足精度要求，若不满足则将步骤4的时间作为成像时刻点，重复步骤2~步骤5；若满足则成像时刻校正计算结束，用修正后的成像时刻开机成像。本发明的运算量很小，便于星载计算机实现，可应用于卫星正常工作时期高精度的成像时刻确定，为成像提供高精度的时间基准。
-
公开(公告)号：CN114212279B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202111438427.6
申请日：2021-11-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种针对冗余安装飞轮的角动量管理方法，所述方法包括：获取当前控制周期内，控制力矩对应的角动量增量。根据当前拍接入系统的飞轮组合确定飞轮安装矩阵与可用标志。根据飞轮的所述可用标志将所述角动量增量分配至所述飞轮组合中可用飞轮。对分配后的各飞轮角动量增量进行限幅，若某一轴的飞轮角动量增量超过限幅值，则将该轴飞轮置为不可用。根据角动量增量与前一拍角动量指令计算各个所述飞轮的当前拍角动量指令。对各个所述飞轮的当前拍角动量指令进行限幅，若某一轴的飞轮当前拍角动量指令超过限幅值则将该轴飞轮置为不可用，并更新该轴飞轮的角动量增量。本发明具有工程实现简单，算法计算耗时小的优点。
-
公开(公告)号：CN110764435B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201911037983.5
申请日：2019-10-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于双星硬件在环的全配置实时仿真测试方法，其包含以下步骤：步骤1，两套卫星分别搭载实时仿真测试系统；步骤2，两套测试系统的数据通讯机制使用定周期互发的方式进行通讯交互，将其中一套测试系统作为时序主控端，另一套测试系统为被控端，被控端接收主控端信号的上升沿或下降沿触发的方式来完成校时工作；步骤3，使用软件补时的方式，以保证轨道数据的时间一致性，使两套测试系统之间的时间同步。本发明能够在工程约束条件下通过RS422串口通讯或UDP网口通讯两种方式进行通讯协议的交互，并且通过时间同步的方法来完成双星编队的编队测试任务。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
115
records
(took 0.031 seconds)
