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公开(公告)号：CN106843249A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710060168.5
申请日：2017-01-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高精度高稳定度二维导引姿态控制方法，包含以下过程：在原有通用不导引的姿态控制方法中的修正回路内加入了二维导引的角速度指令，相当于系统的角速度前馈，可以提高系统的响应能力，实现快速导引控制；在滚动方向进行了与偏航的解耦控制，消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响。通过上面的措施，可以实现卫星任意位置的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。本发明具有简单易于星上实现和地面操作的优点。
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公开(公告)号：CN105890591A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201610452815.2
申请日：2016-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种利用秒脉冲信号计算高精度星敏感器曝光时刻的方法，记录星载计算机发出秒脉冲信号的时间T_AOCC和已发出的秒脉冲个数SYNC_AOCC，从星敏感器读取姿态四元素和四元素对应的秒脉冲个数syncCnt，以及距离最近一个秒脉冲的时间间隔datation，根据时间间隔datation确定脉冲差标志ΔSYNC_flag的有效性及计算脉冲个数差ΔSYNC，根据秒脉冲信号的时间T_AOCC、秒脉冲的时间间隔datation和脉冲个数差ΔSYNC计算得到星敏感器曝光时刻对应的星载计算机时间T_ST。本发明计算方法简单，计算灵活，可应用于卫星正常工作时期高精度的姿态确定，为姿态确定提供高精度的姿态时间基准。
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公开(公告)号：CN118519171A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410377572.5
申请日：2024-03-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种地面站可见性的在轨预判方法，包含以下步骤：S1、计算卫星与地面站的矢量；S2、计算导引四元数；S3、计算目标姿态四元数；S4、根据所述导引四元数和目标姿态四元数，计算卫星与地面站的矢量在预报的本体系下的值；S5、根据所述卫星与地面站的矢量在预报的本体系下的值，进行地面站可见性判定；若地面站可见，则结束；若地面站不可见，则返回步骤S1。本发明根据地面站和姿态业务包实时计算卫星至地面站的矢量信息，确保地面站可见性预判的准确性。
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公开(公告)号：CN117910134A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311846146.3
申请日：2023-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法，包括：步骤1，计算轨道光照角beta；步骤2，计算轨控时段内，阳照区中心时刻转轨控任务时，轨控起始时刻往后的最近的阳照区中心时刻Tm；步骤3，计算正侧视能够满足帆板光照角需求的轨控时长t_orb；步骤4，根据t_orb，计算俯仰偏置角Theta；步骤5，计算轨控过程目标姿态角Fai，根据俯仰偏置角Theta和目标姿态角Fai，计算姿态角速度。本发明针对轨控过程需要帆板对日的卫星，尤其是采用电推力器进行轨控的卫星，综合考虑了帆板对日和轨控效率最大化需求，给出了轨控过程目标姿态设计方法。
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公开(公告)号：CN117891273A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311750753.X
申请日：2023-12-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种多个空间目标连续跟踪的期望姿态轨迹生成策略，步骤S1，根据载荷任务需求设计针对多个空间目标的姿态跟踪策略，所述姿态跟踪策略包括规划阶段、跟踪阶段和结束调整；步骤S2，根据卫星与各空间目标的相对关系，在姿态跟踪策略下计算跟踪阶段的期望姿态；步骤S3，根据跟踪阶段的期望姿态通过规划方法计算规划阶段的期望姿态，得到空间多目标连续跟踪的期望姿态轨迹。本发明提供了一种多目标跟踪时的期望姿态轨迹获取方法，得到的姿态轨迹具有连续光滑的特点，可有效缩短目标切换过程中姿态控制的稳定时间，保证良好的动态性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117864427A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311760175.8
申请日：2023-12-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，首先根据机动过程中控制力矩陀螺群的控制率计算出相应的控制指令力矩和奇异度，然后根据设定的判据条件得到控制力矩陀螺外框架角速度，快速穿越奇异，恢复系统正常的控制能力。本发明解决了控制力矩群控制过程中框架构型“锁死”问题，有效避免了系统因奇异失去控制能力使得卫星机动任务受到影响甚至造成姿态异常的现象，实现了控制力矩陀螺机动过程中快速穿越奇异。
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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：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：CN106843249B
公开(公告)日：2019-12-17
申请号：CN201710060168.5
申请日：2017-01-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种高精度高稳定度二维导引姿态控制方法，包含以下过程：在原有通用不导引的姿态控制方法中的修正回路内加入了二维导引的角速度指令，相当于系统的角速度前馈，可以提高系统的响应能力，实现快速导引控制；在滚动方向进行了与偏航的解耦控制，消除偏航方向导引后对滚动方向的耦合影响。通过上面的措施，可以实现卫星任意位置的快速二维导引接入控制，并且能够提高系统的控制精度。本发明具有简单易于星上实现和地面操作的优点。
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公开(公告)号：CN106773794B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201710078570.6
申请日：2017-02-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种自主判断真实单机或数学模型接入半物理仿真系统的方法，包含：S1、动力学仿真计算机采集控制力矩陀螺的真实单机测试口数据及数学模型数据；S2、判断真实单机测试口数据和数学模型数据是否变化；S3、在数学模型中设置AOCC控制指令计数器，并周期性发送计数值；S4、根据S2和S3判断当前接入半物理仿真系统的是真实单机或数学模型；S5、计算控制力矩，进行地面卫星半物理仿真试验的闭环控制。本发明能及时判断接入半物理仿真系统的是控制力矩陀螺的真实单机还是数学模型，保证计算控制力矩数据的真实性；节省半物理仿真试验的时间，保证仿真验证的可靠性，减少人为操作失误的可能性。
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