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公开(公告)号：CN111060796B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201911262362.7
申请日：2019-12-11
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本发明实施例提供了一种用于光敏三级管空间位移效应检测方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：将辐照电路单元送入位于质子加速器束流出口处；其中，辐照电路单元包括：光电转换单元、电压采集单元、偏置电路以及至少两个光敏三级管；步骤2：加工作电压对辐照电路单元进行辐照前通电测试，确保其能正常工作；步骤3：开始质子辐照试验，试验过程中通过路径选通切换单元实时记录采样电压；步骤4：改变试验条件，测试光敏三级管质子辐射下的测试数据。
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公开(公告)号：CN111060796A
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201911262362.7
申请日：2019-12-11
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本发明实施例提供了一种用于光敏三级管空间位移效应检测方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：将辐照电路单元送入位于质子加速器束流出口处；其中，辐照电路单元包括：光电转换单元、电压采集单元、偏置电路以及至少两个光敏三级管；步骤2：加工作电压对辐照电路单元进行辐照前通电测试，确保其能正常工作；步骤3：开始质子辐照试验，试验过程中通过路径选通切换单元实时记录采样电压；步骤4：改变试验条件，测试光敏三级管质子辐射下的测试数据。
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公开(公告)号：CN211653053U
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN201922229370.3
申请日：2019-12-10
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本实用新型实施例提供了一种用于光敏三极管空间位移效应检测装置，其特征在于，包括：主控计算机，所述主控计算机与远程控制计算机通讯，获取光敏三极管电压的实时采集信息并储存；以及用于光敏三极管的工作状态遥测显示；并根据所述光敏三极管的工作状态遥测显示进行光敏三极管位移辐射损伤的判别；远程控制计算机，所述远程控制计算接收所述主控计算机的指令，所述指令用于控制路径选通切换单元；所述路径选通切换电路板用于实现光敏三极管的在线重启加断电以及光敏三极管间的数据采集切换；辐照电路板，所述辐照单元位于辐照源中，用于实现光敏三极管供电、发光二极管与光敏三极管光电转换、光敏三极管输出电流采样；并将采样信息传输至所述远程控制计算机。
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公开(公告)号：CN109649692A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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公开(公告)号：CN109625334B
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN201811511144.8
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109649692B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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公开(公告)号：CN106379560B
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201610784469.8
申请日：2016-08-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明公开了一种基于四元数信息的喷气控制方法，实现卫星对日安全模式下转对地定向机动控制，即重捕地球控制，其包含以下步骤：S1、以四元数描述卫星由当前姿态切换到目标姿态的三轴控制用姿态；S2、以陀螺角速度结合当前卫星姿态信息解算卫星相对轨道坐标系角速度矢量；S3、设计喷气控制算法，实现卫星对日定向转对地定向的最短路径机动控制。其优点是：通过以四元数描述卫星当前姿态与对地定向基准之间的姿态偏差，调用喷气姿态控制算法，实现喷气重捕地球控制，简化了姿态控制流程，缩短了重捕所需的时间。
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公开(公告)号：CN109625330B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201811517443.2
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，该方法包含：步骤1、在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项的差值，并对该差值进行积分累加得到累加值hIpre；步骤2、设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤1得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储；步骤3、在姿态敏感器失效时刻，计算失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail‑Torbit)的差值C1；步骤4、计算姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc。本发明的方法能够确定卫星姿态敏感器失效情况下的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。
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公开(公告)号：CN109856569B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201811517445.1
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于查表法确定空间磁场强度的方法，该方法包含：(1)建立高精度磁场表；(2)修正卫星飞行轨迹降交点地理经度间隔Gdjg以及即将飞过的降交点地理经度lamda；(3)在星箭分离后，星载软件首次调用磁场表子程序时，已经飞过的降交点地理经度ccl由lamda赋值；其它情况下，当卫星飞到降交点时更新已经飞过的降交点地理经度ccl；(4)当ccl发生变化时，计算卫星当前位置在磁场表中所对应磁场轨道的编号cca及其降交点地理经度；(5)根据卫星当前位置在磁场表中的cca查找出卫星当前位置四周的4个网格点；(6)基于线性插值的方法计算卫星当前位置在轨道坐标系下的磁场强度。本发明的方法不受阶数的限制，简单易实现，运算快且计算精度较高。
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公开(公告)号：CN109489661B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201811302421.4
申请日：2018-11-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/16
Abstract: 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，涉及卫星姿态确定技术领域；包括如下步骤：步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值；步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移；步骤三、计算陀螺组合的常值漂移；步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值；n为正整数，且3≤n≤5；本发明解决了卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时估计陀螺组合常值漂移的问题。
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