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公开(公告)号：CN106500680B
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201710018308.2
申请日：2017-01-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种陀螺组合轴向测量量的配置切换方法，将当前使用的陀螺轴向测量量组合状态与陀螺轴向测量量可用状态做“按位与”操作，按照陀螺轴向测量量组合状态全集中的优先级，依次将陀螺轴向测量量可用状态与陀螺轴向测量量组合状态全集中的每个陀螺轴向测量量组合状态做“按位与”操作，将第一个“按位与”操作的结果与陀螺轴向测量量组合状态一致的陀螺轴向测量量组合状态切换设置为当前使用的陀螺轴向测量量组合状态。本发明能够在不改变算法的状态下，灵活便捷的控制和更改陀螺组合配置时的优先级，提高了多冗余陀螺组合使用的可靠性和灵活性，可以广泛应用在使用含有多冗余测试数据的陀螺组合的系统中，提升陀螺测试数据配置、切换和重构的效率。
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公开(公告)号：CN106338296B
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201610972413.5
申请日：2016-11-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法，包含：根据第一、第二星敏感器输出的卫星姿态四元数信息，以及第一、第二星敏感器与卫星本体的安装关系，得到基于第一、第二星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，并分别与星上轨道计算的当前时间进行同步计算；根据时间同步后的两个星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，计算第一星敏感器与第二星敏感器之间的实时交互的修正偏差，最终对第一或第二星敏感器进行实时交互修正。本发明能降低星敏感器与卫星基准之间因慢变及形变而引起的姿态偏差，保证卫星高精度的三轴姿态确定精度。
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公开(公告)号：CN105890591B
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201610452815.2
申请日：2016-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种利用秒脉冲信号计算高精度星敏感器曝光时刻的方法，记录星载计算机发出秒脉冲信号的时间T_AOCC和已发出的秒脉冲个数SYNC_AOCC，从星敏感器读取姿态四元素和四元素对应的秒脉冲个数syncCnt，以及距离最近一个秒脉冲的时间间隔datation，根据时间间隔datation确定脉冲差标志ΔSYNC_flag的有效性及计算脉冲个数差ΔSYNC，根据秒脉冲信号的时间T_AOCC、秒脉冲的时间间隔datation和脉冲个数差ΔSYNC计算得到星敏感器曝光时刻对应的星载计算机时间T_ST。本发明计算方法简单，计算灵活，可应用于卫星正常工作时期高精度的姿态确定，为姿态确定提供高精度的姿态时间基准。
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公开(公告)号：CN107356264A
公开(公告)日：2017-11-17
申请号：CN201710551073.3
申请日：2017-07-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种异构陀螺组合互诊方法，当作为主份的光纤陀螺组合发生故障时，采用备份的无故障的半球谐振陀螺组合通过代数消元法来诊断主份的光纤陀螺组合中发生故障的陀螺，确认了故障陀螺后，半球谐振陀螺组合变为主份，光纤陀螺组合变为备份，当作为主份的半球谐振陀螺组合发生故障时，采用备份的无故障的光纤陀螺组合来诊断主份的半球谐振陀螺组合中发生故障的陀螺，确认了故障陀螺后，光纤陀螺组合变为主份，半球谐振陀螺组合变为备份。本发明基于代数消元方法建立了光纤陀螺组合和半球谐振陀螺组合之间的互诊关系，提高了卫星自主故障诊断的能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107024228A
公开(公告)日：2017-08-08
申请号：CN201710237147.6
申请日：2017-04-12
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非高频误差在轨修正方法，其包含以下步骤：S1、计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数qbo：S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项qerr1、有效载荷常值偏差误差项qerr2、有效载荷常值周期误差项qerr3，使姿态四元数S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θc0和俯仰偏置角ψc0，在星上计算姿态时根据上述偏置角对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正。其优点是：极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。
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公开(公告)号：CN106945849A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710202232.9
申请日：2017-03-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法包含如下步骤：确定卫星姿态机动过程中的姿态；对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；对卫星滚动轴方向进行稳定控制；分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。本发明利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速‑匀速‑减速‑快速稳定‑稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。
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公开(公告)号：CN106919055A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710253762.6
申请日：2017-04-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种卫星采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构时，基于鲁棒伪逆操纵率的单框架控制力矩陀螺故障预案设计方法，首先根据控制力矩陀螺群的构形和各个单框架控制力矩陀螺框架轴的方向布置，确定陀螺群的角动量H与力矩矩阵C；然后设计鲁棒伪逆操纵率；最后针对控制力矩陀螺在轨易出现的故障：通断故障、内转子转速不稳定故障、通讯故障、外框架卡死、外框架转速不变故障，基于鲁棒伪逆算法，通过星上自主诊断和预案设计，能够在n‑3个(n为控制力矩陀螺群中SGCMG的个数)SGCMG故障下也能基本保证星体姿态的正常对地控制。本发明能够提高卫星在轨实时自主诊断能力，减少对地面的依赖，避免地面解决措施的延时，增强安全性，降低整星风险。
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公开(公告)号：CN106915477A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710128823.6
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G1/361 , B64G2001/245 , G05D1/0883
Abstract: 本发明公开了一种姿态控制方法，包含以下过程：采用秒脉冲信号对影响卫星姿态精度的星上时间进行对准；实时对卫星姿态测量用的星敏感器误差进行修正；利用动力学耦合关系对斜飞卫星的重力梯度干扰力矩进行补偿；在姿态控制过程中利用输入成型控制方法对卫星挠性进行抑制；采用位置速度双回路和位置修正回路增加角速度前馈指令的姿态控制律实现高精度高稳定度姿态导引控制；采用饱和滑模变结构控制算法实现大惯量卫星的快速姿态机动。本发明具有计算方法简单，控制灵活，能够应用于大惯量大挠性斜飞卫星的姿态控制且大大提升了卫星的性能，降低了卫星硬件的研制成本的优点。
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公开(公告)号：CN106681138A
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201611097493.0
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明一种编队卫星系统燃料消耗均衡在轨实现方法，步骤如下：1)第k次编队控制后，计算出该次编队控制燃料消耗量Ek；2)第k次编队控制后，确定2个卫星轨道周期编队控制参数Δlk确定；3)将编队控制燃料累计消耗量之和SEk以及该次编队控制残差Δlk代入公式SEk≥k1&&Δlk≥k2进行判断；4)若公式成立，星上自主完成主辅星标志切换，先由地面上注指令或星上自主进行主辅星切换控制，使得新主星运行在参考轨道上，然后参数置初始值，接着新的辅星执行编队控制任务，重复步骤1)～3)；若公式不成立，继续由原辅星进行编队控制。该方法工程可实现性强，节省燃料，同时兼顾编队卫星任务需求，能够提升提高卫星自主化水平。
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