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公开(公告)号：CN117740028A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311592982.3
申请日：2023-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种陀螺安装误差在轨修正方法，包括以下步骤：计算陀螺装订安装参数矩阵AGU；分别对卫星姿态平飞时、偏航+90°时、右侧视#imgabs0#角度时的在轨陀螺常漂进行测量；基于对卫星姿态平飞时、偏航+90°时、右侧视#imgabs1#角度时的在轨陀螺常漂测量结果对陀螺装订安装参数矩阵AUU进行修正，得到#imgabs2#重复上述步骤，直至在轨陀螺在卫星飞行时的陀螺常漂满足要求；本发明方法根据卫星入轨后陀螺常漂的遥测数据进行陀螺安装误差的在轨修正，可更好地考虑多种造成安装误差的因素，明显提高卫星角速度的测量精度。
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公开(公告)号：CN110609565B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201910784202.2
申请日：2019-08-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，该方法包括以下步骤：步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。本发明针对控制力矩陀螺群主控模式下的控制力矩陀螺系统进行误差分析与精度评价，可量化分析各误差项对卫星姿态控制的影响，从而评估控制力矩陀螺群主控模式下系统的姿态控制精度，符合工程应用实际。
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公开(公告)号：CN111443722B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202010208838.5
申请日：2020-03-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种编队卫星定时段自主保持方法，通过本次编队自主保持时间段及当次编队自主保持的第三个脉冲控制时刻预估下一次的控制时刻，并适当星上计算控制间隔以达到实现每天固定时间段执行编队保持的目的，利用轨道的特点和时间特性改变控制间隔，可以做到每天固定时间段执行编队保持，并且该时段可以通过注数进行修改，能够很大程度便于地面长期规划的设计，且不需要增加额外的硬件资源，计算简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN113359790A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110559355.4
申请日：2021-05-21
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CMG卫星姿态控制算法的全物理仿真验证系统，该全物理仿真验证系统包括：模拟卫星控制系统，该模拟卫星控制系统用于模拟在轨运行的卫星控制系统的真实情况；地面测试系统，该地面测试系统与所述模拟卫星控制系统通过无线通讯装置进行无线信息传递，实现遥测数据下传和控制指令上述的功能，模拟星上天线与地面雷达之间的通讯。
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公开(公告)号：CN110589028B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201910933636.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星姿态机动异常时的自主模式切换方法，该方法包含：当卫星从长期稳态机动到其它任意姿态时，卫星要自主判断姿态是否满足进入全姿态捕获模式的条件；若不满足，卫星自主判断在非长期稳态下停留的时间或太阳电池阵状态是否正常，如果不正常则转入全姿态捕获模式或机动回长期稳态，若正常则判断卫星是否收到姿态机动指令，若收到，卫星根据姿态机动指令的机动条件转换状态；若未收到，卫星保持在非长期稳态。其优点是：通过设置合理的姿态机动判断条件和自主模式切换条件，在实现卫星在轨姿态机动功能的前提下，同时要确保卫星电源安全，可提高卫星在轨自主姿态控制时的安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111811519A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010710869.0
申请日：2020-07-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于参考轨道的高精度半长轴衰减确定方法，使用经在轨使用和维护的参考轨道作为基准和控制目标，确定触发基于参考轨道采样点的导航计算的时序逻辑，在轨采用参考轨道采样点的参数形式进行定周期的导航计算，对导航数据进行时空基准转换，建立以参考轨道采样点为原点的虚拟编队坐标系并进行航迹向补偿，对补偿后的虚拟编队坐标系数据进行高精度几何处理，对导航结果的进行稳定性判断，保护数据的有效稳定。本发明克服了轨道半长轴自身的周期性变化对半长轴衰减确定的影响，相较直接使用GNSS测量数据进行轨道根数的瞬根/平根转换等方式，能够为姿轨控系统提供衰减确定精度更高，衰减率数值结果更稳定的半长轴衰减量。
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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：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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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：CN106404003B
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201611028233.8
申请日：2016-11-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于地球信号模拟的测试方法及测试系统，由运动学计算控制机根据当前的卫星姿态计算红外地球敏感器的穿越角计算值，并输出与穿越角计算值相应的时间值；简易地球信号装置接收运动学计算控制机输出的时间值，和从红外地球敏感器提取的基准脉冲及计数频率信号，来生成地球模拟信号；所述红外地球敏感器接收地球模拟信号，进行地球信号检波与读取并输出穿越角信息；通过外部计算机接收红外地球敏感器输出的穿越角信息进行姿态计算，获取红外地球敏感器的姿态测量值。本发明采用电信号生成的模拟方式进行产品测试，保证对双圆锥扫描式红外地球敏感器产品测试的高效、准确。
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