公开(公告)号：CN110609565A

公开(公告)日：2019-12-24

申请号：CN201910784202.2

申请日：2019-08-23

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 陈秀梅 ,  吴敬玉 ,  钟超 ,  张艳召 ,  陈为伟

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明公开了一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，该方法包括以下步骤：步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。本发明针对控制力矩陀螺群主控模式下的控制力矩陀螺系统进行误差分析与精度评价，可量化分析各误差项对卫星姿态控制的影响，从而评估控制力矩陀螺群主控模式下系统的姿态控制精度，符合工程应用实际。

公开(公告)号：CN106909134A

公开(公告)日：2017-06-30

申请号：CN201710071418.5

申请日：2017-02-09

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 裴甲瑞 ,  王新 ,  吴敬玉 ,  石晓涵 ,  陈秀梅

IPC: G05B23/02

CPC classification number: G05B23/0213 ,  G05B2219/24065

Abstract: 本发明涉及一种卫星控制系统故障诊断测试方法，控制故障模拟装置进行内部切换，使星载计算机与故障模拟器的相应接口接通实现数据交互；故障模拟控制计算机发送相关产品的故障类型、故障数据和故障次数；故障模拟器模拟相应故障，并输出与产品匹配的物理特性信号至星载计算机；星载计算机进行故障诊断，并进行故障切换与系统重构。本发明可以有效对卫星控制系统的故障诊断与系统重构方案进行全面测试，同时即不破坏产品的物理状态，也能更接近于真实在轨飞行的产品组成。该方法大大提高了以往测试方法的全面性、真实性和可靠性，对确保卫星控制系统的可靠稳定运行具有积极作用。

公开(公告)号：CN106647793A

公开(公告)日：2017-05-10

申请号：CN201710090010.2

申请日：2017-02-20

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 张艳召 ,  吴敬玉 ,  陈秀梅 ,  李小斌

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明涉及一种基于磁强计和太阳敏感器的对日定向方法，适用于中低轨道卫星对日定向控制，包含：S1、计算太阳矢量方位信息，包括在卫星轨道系下和卫星本体系下的坐标分量；以及计算太阳敏感器测得的两维姿态角；S2、计算地磁场矢量方位信息，包括在卫星轨道系下和卫星本体系下的坐标分量；S3、对日轴姿态计算，根据太阳和地磁场的双矢量定姿，得到对日状态下卫星本体系相对卫星轨道系的俯仰姿态；S4、以太阳敏感器测得的两维姿态角和双矢量定姿得到的俯仰姿态，作为姿态控制基准，实现对地三轴的姿态稳定控制。本发明既能保证全姿态模式下的对日定向稳定，又能保证对地三轴稳定姿态的偏差最小。