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公开(公告)号：CN106950858A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710293551.5
申请日：2017-04-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种卫星半物理仿真试验中星地时间同步的测试方法，包含：S1、建立卫星动力学仿真模型，并运行至卫星动力学仿真计算机中；S2、产生同步的秒脉冲信号，分别发送至星上计算机和卫星动力学仿真计算机；S3、卫星动力学仿真模型实时接收星上计算机发送的时间信号，与秒脉冲信号对应的时间信号比较，判断正确后作为轨道计算时间，并计算得到卫星姿态四元数；S4、采用星敏感器电信号源接收卫星动力学仿真计算机发送的卫星姿态四元数，模拟在轨星空并传输至星敏感器，再通过星敏感器与星上计算机形成闭环控制。本发明可减少数据传输中的时间延迟，保证星上计算机与地面卫星动力学仿真计算机的时间同步，提高卫星控制系统的测试精度。
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公开(公告)号：CN106940196A
公开(公告)日：2017-07-11
申请号：CN201710202807.7
申请日：2017-03-30
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安装热变形修正方法，包含如下步骤：S1，在卫星遥控注数模块中，预留热变形修正参数上注接口；S2，将第一星敏感器接入系统，整理其接入后多轨遥测下传数据，提取有效的卫星姿态角、第一、二星敏感器的测量姿态角和卫星的纬度幅角的数据；S3，将第二星敏感器的测量姿态角与卫星姿态角比较得出第二星敏感器姿态偏差；S4，通过傅里叶级数拟合函数表示第二星敏感器的测量姿态角偏差与卫星纬度幅角的关系，并求取所述的傅里叶级数拟合函数的相关系数；S5，将拟合的参数值通过遥控注数包上注到卫星遥控注数模块中。
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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
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。
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公开(公告)号：CN106681175A
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201710104035.3
申请日：2017-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种减小反作用飞轮接入半物理系统时延迟的离散化方法，包含：S1、由地面动力学仿真计算机采集反作用飞轮的转速脉冲数和转向信号；S2、对相邻采样周期内的转速脉冲数的差值进行阈值判断，对转向信号进行滤波，得到当前采样周期内的转速脉冲数和转向信号；S3、计算反作用飞轮的当前转速；S4、对相邻采样周期内的转速进行差分处理，计算当前反作用飞轮输出的控制力矩；S5、对输出的控制力矩限幅处理；S6、将输出的控制力矩及转速输入卫星动力学模型中，实现对地面卫星姿态控制系统的闭环控制。本发明能减小系统延迟，减小对系统相位稳定裕度的影响，提高卫星姿态控制系统的测试精度，实现地面控制卫星姿态高稳定性和快速机动的能力。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106527471A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201710060495.0
申请日：2017-01-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种用于姿态机动过程中抑制挠性振动的三角函数轨迹规划方法，该方法包含：计算卫星机动过程中最大角加速度和最大角速度；确定角加速度三角函数阶次与残余振动的关系；确定角加速度三角函数阶次与加速时间系数的关系；确定角加速度三角函数阶次；对角加速度进行积分得到角速度和角度轨迹。本发明通过已知的执行机构最大力矩和最大角动量，计算确定三角函数阶次与振动残余量和加速时间系数的关系，通过迭代进而确定星体机动过程中三角函数角加速度指令的阶次，再对角加速度指令进行积分得到角速度和角度指令，通过对角加速度轨迹进行以挠性附件振动残余量为约束的设计规划，可以有效的抑制挠性附件的振动。
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公开(公告)号：CN106404002A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610946528.7
申请日：2016-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种高精度成像时刻在轨校正方法，包括：步骤1，在星上获得由地面上注的成像时刻点；步骤2，根据获得的成像时刻点，利用GPS接收机预报的卫星信息，得到该时刻卫星的位置和速度；步骤3，根据位置和速度结合地面上注的成像目标点位置，计算校正时间偏差；步骤4，计算得到修正后的成像时刻；步骤5，判断校正时间偏差是否满足精度要求，若不满足则将步骤4的时间作为成像时刻点，重复步骤2~步骤5；若满足则成像时刻校正计算结束，用修正后的成像时刻开机成像。本发明的运算量很小，便于星载计算机实现，可应用于卫星正常工作时期高精度的成像时刻确定，为成像提供高精度的时间基准。
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公开(公告)号：CN106379558A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610814894.7
申请日：2016-09-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于角加速度前馈的滑模变结构复合控制方法，计算线性误差滑模面函数，然后计算边界层厚度，再计算基于角加速度前馈的控制力矩，最后根据控制力矩计算出对应执行机构的控制指令。本发明设计了由四元数偏差和姿态角速度偏差组成的线性误差滑模面，保证系统能够正常的沿滑模面运动，采取了边界层函数代符号函数的处理方法，可以有效的降低系统的抖震，提高单机的使用寿命和系统良好的机电平稳性，还对机动过程中的耦合力矩和角动量进行了补偿，提高了控制精度。
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公开(公告)号：CN106184819A
公开(公告)日：2016-12-07
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
CPC classification number: B64G1/24 , B64G1/242 , B64G2001/245
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：CN106094529A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610559700.3
申请日：2016-07-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明涉及一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含：S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算编队保持控后偏差；S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。本发明能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。
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