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公开(公告)号：CN107054702B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201710081478.5
申请日：2017-02-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明涉及一种半物理仿真测试中地磁场模拟方法，其基于星载计算机输入地磁场信号特征，在半物理仿真试验中卫星飞行环境下进行。该方法通过控制板卡输出模拟量信号来模拟地磁场连续变化所对应的电压信号，实现模拟磁强计在轨敏感到的连续地球磁场信号。本发明可以简化半物理仿真试验中用磁强计数据进行磁卸载的试验，增强在轨飞行时磁卸载的真实性，同时解决了以往在地面不能进行飞轮或控制力矩陀螺为执行机构的稳态或全姿态闭环验证试验的问题，从而提高了系统的可靠性和测试覆盖性。
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公开(公告)号：CN106404002B
公开(公告)日：2019-04-05
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
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。
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公开(公告)号：CN106915477B
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201710128823.6
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种姿态控制方法，包含以下过程：采用秒脉冲信号对影响卫星姿态精度的星上时间进行对准；实时对卫星姿态测量用的星敏感器误差进行修正；利用动力学耦合关系对斜飞卫星的重力梯度干扰力矩进行补偿；在姿态控制过程中利用输入成型控制方法对卫星挠性进行抑制；采用位置速度双回路和位置修正回路增加角速度前馈指令的姿态控制律实现高精度高稳定度姿态导引控制；采用饱和滑模变结构控制算法实现大惯量卫星的快速姿态机动。本发明具有计算方法简单，控制灵活，能够应用于大惯量大挠性斜飞卫星的姿态控制且大大提升了卫星的性能，降低了卫星硬件的研制成本的优点。
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公开(公告)号：CN107193290A
公开(公告)日：2017-09-22
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。
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公开(公告)号：CN107085634A
公开(公告)日：2017-08-22
申请号：CN201710236509.X
申请日：2017-04-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种快速计算太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角的方法，包含：S1、选取卫星运行一年中的春分、秋分、冬至、夏至四个时间点；S2、计算其中一个时间点相对标准历年J2000.0和该时间点相对观测时刻之间用儒略世纪数表示的时间间隔；S3、根据步骤S2获得的时间间隔计算该时间点对应的太阳在地心黄道坐标系的平均椭圆轨道参数；S4、根据步骤S3中获得的平均椭圆轨道参数计算该时间点卫星的升交点赤经；S5、计算一圈中太阳矢量在轨道面的投影，求得一圈中太阳矢量与星敏感器视场的夹角；S6、重复步骤S2~S5，分别计算出春分、秋分、冬至、夏至四个时间点对应的太阳矢量与星敏感器视场的夹角，取其最小值即为太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107065930A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710404048.2
申请日：2017-06-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种复杂约束严格回归轨道控制方法，包含如下步骤：S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略。本发明能够星上自主实现3维高精度空间管道控制。
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公开(公告)号：CN106843248A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710059935.0
申请日：2017-01-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 本发明公开了一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法，包含以下过程：通过测量单机基准镜与卫星主基准镜的角度关系，得到卫星在空载状态时，单机的第一安装偏差Δθ1；卫星在满载状态时，单机的第二安装偏差Δθ2；卫星在验收级振动试验前，且卫星在满载状态下时，单机的第三安装偏差Δθ3；卫星在验收级振动试验后，且卫星在满载状态下时，单机的第四安装偏差Δθ4；以及卫星发射前，卫星在满载状态下时，单机的第五安装偏差Δθ5；根据单机的第一至第五安装偏差Δθ1～Δθ5估计卫星入轨后的单机的第六安装偏差Δθ6；根据单机的第六安装偏差Δθ6，计算修正卫星发射入轨后的单机指向角度值θ'。本发明具有计算方法简单，控制灵活的优点。
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公开(公告)号：CN106774280A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710053249.2
申请日：2017-01-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
CPC classification number: G05B23/0213 , G05B2219/24065
Abstract: 本发明公开了一种反作用飞轮星上自主故障诊断方法，提高卫星姿轨控分系统的运行可靠性，其含以下步骤：S1、在航天器的四个方向分别设置一个反作用飞轮，且其中部分反作用飞轮接入系统工作，并对各反作用飞轮的指令输出进行限幅；S2、周期性采集四个反作用飞轮的运行数据；S3、诊断周期内四个反作用飞轮各自的数据状态，若数据正常，返回执行步骤S2继续采集数据，若数据异常，表示反作用飞轮故障，执行步骤S4；S4、对故障反作用飞轮进行隔离，切换其余健康的反作用飞轮接入系统工作。其优点是：在飞轮故障情况下，该方法能及时准确置飞轮故障标志，并对故障飞轮进行隔离；系统能在可能的条件下进行重构。
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公开(公告)号：CN106742071A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710049171.7
申请日：2017-01-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其包含：根据当前卫星信息，分别计算X方向飞轮，Y方向飞轮以及Z方向飞轮分别需要产生的指令转速ωcx(k)、ωcy(k)、ωcz(k)；将一对称偏置Δωx分配到X方向的HX1和HX2两个飞轮上，使飞轮HX1与飞轮HX2的转速均不过零；对Y向飞轮HY的角动量卸载一偏置Hy0使Y向飞轮HY转速不过零；对Z向飞轮HZ的角动量卸载一偏置Hz0使Z向飞轮HZ转速不过零，该偏置Hz0根据外干扰力矩在卫星本体三周坐标系下X方向的常值分量Tω0x确定。其优点是：在不影响系统要求的前提下通过利用正交安装飞轮使飞轮转速变高从而避免转速过零，以达到工作在此工况下的飞轮轴承组件的润滑环境较好，对其寿命有利。
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公开(公告)号：CN106500680A
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201710018308.2
申请日：2017-01-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种陀螺组合轴向测量量的配置切换方法，将当前使用的陀螺轴向测量量组合状态与陀螺轴向测量量可用状态做“按位与”操作，按照陀螺轴向测量量组合状态全集中的优先级，依次将陀螺轴向测量量可用状态与陀螺轴向测量量组合状态全集中的每个陀螺轴向测量量组合状态做按位与”操作，将第一个“按位与”操作的结果与陀螺轴向测量量组合状态一致的陀螺轴向测量量组合状态切换设置为当前使用的陀螺轴向测量量组合状态。本发明能够在不改变算法的状态下，灵活便捷的控制和更改陀螺组合配置时的优先级，提高了多冗余陀螺组合使用的可靠性和灵活性，可以广泛应用在使用含有多冗余测试数据的陀螺组合的系统中，提升陀螺测试数据配置、切换和重构的效率。
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