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公开(公告)号：CN106843248B
公开(公告)日：2019-05-31
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
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：CN106184819B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610817274.9
申请日：2016-09-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种姿态机动自适应轨迹规划方法，依次计算机动欧拉角、机动欧拉轴和欧拉轴方向转动惯量，确定加减速最大时间和加减速最小时间，根据欧拉角及执行机构能力进行自主路径规划。本发明通过地面上注的姿态机动角度指令，计算相应的机动欧拉角和欧拉轴，计算沿欧拉轴方向的转动惯量，根据执行机构的最大力矩和最大角动量能力确定对应的最大角加速度和最大角速度，通过对加减速段设计了一阶三角函数过渡过程，使控制力矩的频率与挠性附件的基频隔离，确定允许的加减速最大时间和加减速最小时间范围，从而有效的抑制挠性附件的振动。
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公开(公告)号：CN106774280B
公开(公告)日：2019-01-18
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
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：CN107323688A
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201710517958.1
申请日：2017-06-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，根据当前推力器贮箱、气瓶测量的温度和压力计算剩余燃料量，并估计推力器的推力的变化率，取推力的线性平均，构造以喷气时长为未知变量的代数方程。对一组多次喷气的情况，每一次喷气需要根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此更新推力器参数，进而计算推力器当前次喷气的喷气时长，实现为卫星的姿轨控系统提供更高精度的控制输出，进而提高系统的控制精度。
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公开(公告)号：CN106843256A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710202234.8
申请日：2017-03-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种采用位置速度双回路的卫星控制方法，包含：S1，位置回路控制器基于星敏感器的角位置信息作为输入，输出位置回路角速度指令；S2，速度回路控制器对陀螺组合的角度增量进行积分，并以陀螺角度增量积分和位置回路角速度指令积分之和作为速度回路输入指令进行控制；S3，速度回路控制器根据所述的速度回路输入指令输出控制力矩；S4，根据所述的控制力矩输出飞轮转速指令。本发明中速度回路对积分陀螺组合的角度增量进行积分，对角度增量积分和位置回路控制器的输出指令积分之和进行控制，实现星体在惯性空间快速稳定，即在惯性空间控制到星体的惯性角速度和角度为零。
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Patent Agency Ranking
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：CN106643808A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201710053267.0
申请日：2017-01-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器在轨数据多级故障诊断方法，其包含：S1。星载计算机与星敏感器进行串口通讯，进行通讯状态检查；S2、根据获得星敏感器状态字信息进行诊断；S3、多星敏感器数据两两比对诊断：两台或两台以上星敏感器同时开机，如果两者姿态比较一致，则认为两个星敏感器正常，结束；如果比较不一致，则继续执行步骤S4；S4、星敏感器前后拍数据进行比对诊断；S5、星敏感器与姿态角估值进行比对诊断。本发明的优点是：当其中一个星敏感器异常或故障时，能准确及时的诊断出该故障，并将该星敏感器的数据和单机隔离不接入系统使用，保证系统不受影响或少受影响。
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公开(公告)号：CN106542118A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610879238.5
申请日：2016-10-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245
Abstract: 一种利用飞轮从磁轮联控状态恢复到正常姿态控制的方法，步骤为：(1)在卫星遥控系统设置可以通过遥控注数的方式将俯仰方向飞轮的转速控制指令发送至星载计算机；(2)在卫星处于磁轮联控状态时，向星载计算机注入使得俯仰方向飞轮转速置零的指令，星载计算机接到置零的指令之后在每个控制周期采集俯仰方向飞轮的实时转速ωY，并判定ωY＝0是否成立，如果成立则进入下一步；如果不成立，则将ωYC＝ωY-△ω作为该控制周期的目标转速发送给俯仰方向飞轮，使其转速在原先转速的基础上减少△ω，并通过若干个控制周期判定俯仰方向飞轮的实时转速处于0～△ω之间后进入下一步；(3)星上各飞轮的转速维持不变，直到接到注数指令后逐渐恢复到三轴稳定姿态控制。
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公开(公告)号：CN111624897B
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202010582238.5
申请日：2020-06-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种面向全寿命卫星编队及轨道控制全流程仿真验证方法。通过仿真运行环境初始化，设置仿真的基本变量参数；根据仿真任务规划变量，将仿真任务划分为一系列子任务，对其依次序编号及仿真；其中，子任务为非推力器喷气控制任务时，采用大步长进行快速仿真；子任务是推力器喷气控制任务时，采用小步长进行高精度仿真；将仿真数据带上绝对时间标志顺序存入仿真任务数据总存储变量中，执行下一个子任务的仿真；直到子任务号大于规划的数值，全流程仿真总任务完成。本发明能够在满足编队控制仿真长期性与高精度性特点的前提下，完成全寿命期间卫星编队及轨道控制全流程性仿真工作，同时实现时间效率与仿真精度均衡优化。
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公开(公告)号：CN118047049A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410215525.0
申请日：2024-02-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种自适应角动量限幅调整的姿态机动方法，包括：获取卫星本体的姿态四元数偏差和角速度偏差；根据卫星本体的姿态四元数偏差得到三轴姿态机动角速度限幅值；根据卫星本体三轴姿态机动角速度限幅值得到卫星本体三轴四元数偏差限幅值；根据卫星本体三轴四元数偏差限幅值计算矢量限幅后的卫星本体的姿态四元数偏差；根据矢量限幅后的卫星本体三轴四元数偏差和角速度偏差得到三轴指令控制力矩。本发明能够保证机动过程执行机构角动量不超过输出能力的前提下最大程度利用执行够角动量，同时实现三轴同时机动到位。
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