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公开(公告)号：CN110803305B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201911221480.3
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明提供一种卫星姿控推力器限喷方法：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器限喷；卫星当前计算的姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器限喷；同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器限喷；任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器限喷；在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复，重新进行限喷判断。本发明能够在卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气或者会导致推力器异常喷气，并对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题，避免燃料过度消耗。
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公开(公告)号：CN110687886B
公开(公告)日：2020-11-03
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：CN111439394A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN202010203190.2
申请日：2020-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于加速度计组合的高精度编队控制方法，采用加速度计接入控制回路实时测量星体加速度，通过预估加速度计漂移补偿参数，控制过程动态获取推力器标定系数，实现编队控制量动态反馈与修正，不受执行机构配置条件限制，同时能够在星上自主实现，解决了现有技术中难以实现在不同构形尺度及控制任务工况条件下的编队卫星高精度控制问题，更贴合工程实际，适用范围更广。
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公开(公告)号：CN110865902A
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201911025089.6
申请日：2019-10-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星姿轨控分系统管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法，该方法将参考轨道数据存储至星载计算机的EEPROM三份不同地址中，参考轨道数据按照CCSDS数据格式进行组帧，星载系统首先进行三取二诊断，诊断正常则时按照数据格式进行反解，三取二异常则自动修复异常数据包，之后对数据包进行反解，反解失败则给出异常状态，并停止管道导航。本发明软件复位或星载计算机断电后数据不丢失，且在轨期间更改参考轨道的所有过程均由软件批处理完成。本发明既可以用于地面试验时管道航道的参考轨道上注，也可以用于卫星在轨运行期间在不复位且不影响卫星姿态轨道控制的前提下完成参考轨道的上注。
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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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107092756A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710282612.8
申请日：2017-04-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于磁流体动力学效应的角速度传感器建模方法，包含以下步骤：步骤S1，建立传感器探头的传递模型；步骤S2，建立初级放大变压器的传递函数；步骤S3，建立后端仪用放大电路的传递特性；步骤S4，根据步骤S1，S2及S3所得到的结果，构建传感器的整体模型。本发明系统给出了传感器探头模型，变压器模型，后端放大电路模型及三者构成的传感器全过程模型。该方法可定量分析出某些设计参数下，传感器对应的频响特性；也能通过其传递模型，对传感器中的相关参数进行优化选型设计，对传感器在实际研制过程中起到指导作用。
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公开(公告)号：CN110377047B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN201910479018.7
申请日：2019-06-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种双星卫星编队防碰撞方法，如果编队主星和编队辅星之间三维距离小于第一阈值，编队辅星置防碰撞预警标志，同时发送编队推力器限喷标志，编队辅星立即终止正在进行的编队控制任务；如果三维距离小于第二阈值，编队辅星再次发送编队推力器限喷标志，关闭编队辅星的推力器自锁阀；如果三维距离小于第三阈值，编队主星置防碰撞预警标志，编队主星进行脉冲喷气控制，推动编队主星远离编队辅星。本发明的防碰撞规避方法层级清晰，系统性完整，从应对角色考虑包括编队辅星的措施和编队主星的措施，从应对措施角度考虑包括被动限喷措施以及主动喷气规避措施，工程可实现性强，方法简单，能够星上自主实现，提升卫星自主化水平，响应迅速，安全指数高。
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公开(公告)号：CN111439394B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010203190.2
申请日：2020-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于加速度计组合的高精度编队控制方法，采用加速度计接入控制回路实时测量星体加速度，通过预估加速度计漂移补偿参数，控制过程动态获取推力器标定系数，实现编队控制量动态反馈与修正，不受执行机构配置条件限制，同时能够在星上自主实现，解决了现有技术中难以实现在不同构形尺度及控制任务工况条件下的编队卫星高精度控制问题，更贴合工程实际，适用范围更广。
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公开(公告)号：CN110595486B
公开(公告)日：2021-04-23
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：CN112093079A
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN202010986065.3
申请日：2020-09-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，包括：对参考轨道采样点所对应的数据进行处理；确定入轨状态，使所述入轨状态与所述参考轨道采样点初步匹配；对参考轨道采样点的基准时间进行修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获。本方法能够克服实际发射入轨时存在发射日期、发射时刻或入轨精度造成的航天器与参考轨道之间偏差较大的问题，本发明的新方法针对参考轨道采样点的数据处理；根据发射入轨的实际状态确定与参考轨道采样点的初步匹配；参考轨道采样点的基准时间精确修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获等流程步骤，能够实现严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获。
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