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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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN109668578A
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201811522706.9
申请日：2018-12-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明的一种基于奇偶检测方程的异构陀螺组合混合诊断方法中，重复以下的步骤：确定陀螺表头默认使用状态，明确不同陀螺组合在星体的安装极性，排除不能同时接入的表头；根据陀螺表头的故障状态，确定陀螺表头的接入状态，计算奇偶检测方程，并根据奇偶检测方程得到的陀螺表头一致性判据，与卫星控制系统设置的陀螺表头基准值比对，诊断确定状态异常和故障的陀螺表头。本发明可以剔除由于陀螺组合在星上的安装关系不适合比较的陀螺表头，综合所有陀螺组合的表头信息和故障状态，计算奇偶检测方程，实现不同种类的陀螺组合间混合智能故障诊断，有效满足卫星控制系统敏感器单机异构长寿命和控制系统高可靠性要求。
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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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