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公开(公告)号：CN114212279A
公开(公告)日：2022-03-22
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。
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公开(公告)号：CN109189102B
公开(公告)日：2021-10-01
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。
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公开(公告)号：CN111994305B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202010944027.1
申请日：2020-09-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种适用于对地卫星在无陀螺条件下的轮控姿态恢复方法，其包含：在进入姿态恢复流程时首先对飞轮进行回零操作；使用太阳敏感器+飞轮方式进行对日定向，根据模拟式太阳敏感器测量的太阳角及角度积分信息生成飞轮角动量指令；根据滚动、偏航轴姿态偏差确定是否启用俯仰轴控制；俯仰轴采用分段控制的方法，并在无陀螺的条件下获得姿态角、角速度估值；本发明还对地影区姿态恢复方案进行了说明。本发明仅利用太阳敏感器与磁强计作为测量机构，依次进行捕获太阳、对日定向，最终实现粗对地定向，以较小的配置使卫星快速恢复到对地姿态，即使地影区也能够保证姿态粗对地定向，计算简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN111459139A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010275024.3
申请日：2020-04-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于双星半物理的编队卫星防碰撞地面测试方法，包含：通过动力学输入卫星编队绝对时间、位置、速度建立双星相对半物理联合仿真测试状态，将数学仿真的双星接近状态的轨道注入半物理测试平台，通过闭环实现模拟；通过注入主、辅星喷气控制策略，模拟在轨卫星辅星误喷气方向，分别验证主、辅星误喷气进入防碰撞预警圈情况下双星执行规避防碰撞控制策略；评估编队防碰撞下数学理论模型与实际控制情况下的差异性,并建立评估体系。本发明测试覆盖性完整，测试过程流程明确，系统性完整；工程可实现性强，方法简单，有助于提升卫星双星编队防碰撞地面验证的能力，不受制于地面测控条件约束。
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公开(公告)号：CN111308911A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010128913.7
申请日：2020-02-28
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卫星姿轨控的全功能模块化模拟处理系统及方法，其中，该系统包括：动力学模块、上位机操控模块、xPC实时操作模块和FPGA模块；其中，所述动力学模块将单机模型数据传输给xPC实时操作模块，所述上位机操控模块将操作指令传输给xPC实时操作模块；所述xPC实时操作模块接收单机模型数据和操作指令，并根据操作指令将单机模型数据传输给FPGA模块；所述FPGA模块根据单机模型数据得到航天器惯性空间姿态测量值、输出姿态角速度、噪声和反作用飞轮的安装矩阵，并将其传输给真实星载单机。本发明解决了卫星全功能模块化模拟设计问题，实现姿轨控系统在单机齐套情况下半物理试验的开展。
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公开(公告)号：CN110764435A
公开(公告)日：2020-02-07
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。
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公开(公告)号：CN110595486A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910838243.5
申请日：2019-09-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种基于双星在轨遥测数据的半长轴偏差计算方法，针对双星轨道遥测数据，结合阈值判断，剔除错误数据；根据双星各自获取的轨道遥测数据文件，进行时间同步；在时间同步的基础上，对双星轨道遥测数据进行处理，建立以主星为原点的编队坐标系，确定两星的沿航向偏差；进行动力学补时，得到编队坐标系下切航平面内的相对位置，对其进行椭圆几何拟合，得到半长轴偏差。本发明的方法，能够克服入轨初期远距离情况下，轨道曲率对双星半长轴偏差确定造成的影响。与传统的平根直接差分或单点的沿航向漂移变化量估计等方法相比，本发明对半长轴偏差的确定精度提高较为明显。
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公开(公告)号：CN110553667A
公开(公告)日：2019-12-10
申请号：CN201910857315.0
申请日：2019-09-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，包括步骤：S1、在未发生热变形的星敏感器安装面，建立第一直角坐标系；S2、对星敏感器安装面进行温度控制，确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度；S3、以基准温度为起点，对星敏感器安装面进行升温操作，在星敏感器安装面选择一个测量点，测量该测量点在不同温度下相对于第一直角坐标系的变形度，得到若干组变形度测量向量；S4、通过多项式拟合所述若干组变形度测量向量，得到变形度测量向量的温度-形变拟合公式；S5、根据温度-形变拟合公式，计算星敏感器的热变形修正四元数；S6、根据热变形修正四元数修正星敏感器测量的惯性系四元数。本发明简单可靠，提高了卫星在轨姿态测量精度。
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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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