-
公开(公告)号：CN107103152B
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN201710344055.8
申请日：2017-05-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种有利于抑制液体晃动的推力器安装布局方法，包含以下步骤：S1、对充液卫星的姿态进行动力学建模，利用等效单摆模型来分析储箱内液体燃料的小幅晃动对卫星姿态的影响；S2、根据S1建立的动力学模型，对姿控系统进行三轴独立分析和设计；S3、根据S2的结果，代入实际参数，计算出各推力器布局位置及推力大小。利用本发明提出的分析方法对卫星的姿控推力器进行安装布局，可有效避免储箱内液体燃料晃动出现“零极点倒置”的现象，有效提高姿态控制系统对液体燃料晃动的抑制能力。
-
公开(公告)号：CN114440886A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111653331.1
申请日：2021-12-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本申请公开了一种大偏心率轨道高精度计算方法，包含：S1、生成轨道计算区间内的轨道六根数和位置矢量序列；S2、初始化18维的轨道计算参数，前6个参数取为初始六根数，其余参数取为0；S3、判断轨道计算参数的修正次数是否大于5次，若是进入S4，若否则进入S5；S4、结束轨道计算参数的计算；S5、由轨道计算参数生成轨道六根数序列；S6、将轨道六根数序列转换为位置矢量序列，求取位置矢量计算误差；S7、计算位置矢量关于轨道计算参数的雅可比矩阵；S8、最小二乘法求解轨道计算参数修正量；S9、修正轨道计算参数，返回S3。本发明具有复杂度低、覆盖时间长、计算精度高的特点。
-
公开(公告)号：CN109655080B
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN201811527132.4
申请日：2018-12-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种数字式太阳敏感器在轨标定方法，包含：S1、根据星上时间和太阳星历数据，计算J2000惯性系下的太阳矢量；S2、根据星敏感器四元数，计算卫星本体系下的太阳矢量投影；S3、计算理论测量系下的太阳矢量投影；S4、结合数字式太阳敏感器的参数，计算数字式太阳敏感器的理论质心坐标；S5、修正数字式太阳敏感器的在轨质心坐标；S6、计算数字式太阳敏感器相对理论测量系的安装偏差角；S7、采用伪逆修正数字式太阳敏感器的参数；S8、优化数字式太阳敏感器的质心原点坐标。本发明利用实际在轨测量数据标定数字式太阳敏感器的参数，有效提高在轨数字式太阳敏感器的测量精度。
-
公开(公告)号：CN107132850A
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201710379508.0
申请日：2017-05-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明公开了一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：首先根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中变化姿态角速度；利用二次曲线拟合变轨期间的理论三轴惯性角速度，并上注二次曲线系数；在实施过程中根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态；在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪二次曲线。本发明利用陀螺信息，实现变轨姿态的连续跟踪，对太阳光照、敏感器视场均无约束，具有精度高，适应性强的特点。
-
公开(公告)号：CN106289237A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610601098.5
申请日：2016-07-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: G01C21/025 , G01C21/20
Abstract: 本发明公开一种APS数字式太阳敏感器太阳角计算方法，该太阳角计算方法包含：读取数字式太阳敏感器的太阳光斑位置；根据太阳光斑位置，计算初始太阳入射角；初始太阳入射角结合数字式太阳敏感器的标定参数，迭代计算得到太阳入射角；计算得到修正后的二维太阳角。本发明通过太阳敏感器的太阳角修正和迭代计算，大大提高了太阳角计算精度，有助于提升卫星姿态精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105806369A
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201610338577.2
申请日：2016-05-20
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在轨光行差修正方法，包含以下步骤：根据上注的轨道参数计算得到星敏感器相对太阳的线速度，并计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量；根据星敏感器的姿态输出计算得到星敏感器的惯性指向；根据星敏感器的惯性指向计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量在星敏感器测量坐标系中的分量，并得到光行差引起的偏角值；根据光行差引起的偏角值计算得到星敏感器在轨光行差修正值，并根据此修正值在星敏感器姿态输出时对星敏感器在轨光行差进行修正。本发明能够有效提高星敏感器的测量精度。
-
公开(公告)号：CN115892512A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211288348.6
申请日：2022-10-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种大椭圆轨道卫星可变双矢量姿态控制方法，该方法包括：确定卫星轨道运行任务，并根据不同的卫星轨道运行任务对卫星运行轨道进行分段，得到不同任务的卫星轨道段；构建各个任务卫星轨道段对应的参考坐标系，并构建卫星本体姿态坐标系；通过卫星本体姿态坐标系对各个任务卫星轨道段对应的参考坐标系进行跟踪，以进行卫星姿态控制。本发明能够根据大椭圆轨道不同高度段卫星任务特点、光照条件和卫星角动量情况规划卫星姿态。
-
公开(公告)号：CN107389069B
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN201710612514.6
申请日：2017-07-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于双向卡尔曼滤波的地面姿态处理方法，包含：S1、建立陀螺测量模型；S2、建立星敏感器测量模型；S3、建立陀螺与星敏感器联合定姿的卡尔曼滤波状态方程和量测方程；S4、进行前向卡尔曼滤波递推过程，递推计算前向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S5、进行后向卡尔曼滤波递推过程，递推计算后向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S6、利用协方差权重滤波器，得到卫星的估计姿态四元数和真实角速度估计值，在地面实现卫星的姿态确定。本发明对在轨下传的星敏感器和陀螺的数据，采用双向卡尔曼滤波地面姿态处理方法，有效的提高姿态确定精度，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。
-
公开(公告)号：CN105806369B
公开(公告)日：2018-07-17
申请号：CN201610338577.2
申请日：2016-05-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器在轨光行差修正方法，包含以下步骤：根据上注的轨道参数计算得到星敏感器相对太阳的线速度，并计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量；根据星敏感器的姿态输出计算得到星敏感器的惯性指向；根据星敏感器的惯性指向计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量在星敏感器测量坐标系中的分量，并得到光行差引起的偏角值；根据光行差引起的偏角值计算得到星敏感器在轨光行差修正值，并根据此修正值在星敏感器姿态输出时对星敏感器在轨光行差进行修正。本发明能够有效提高星敏感器的测量精度。
-
公开(公告)号：CN107389069A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710612514.6
申请日：2017-07-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于双向卡尔曼滤波的地面姿态处理方法，包含：S1、建立陀螺测量模型；S2、建立星敏感器测量模型；S3、建立陀螺与星敏感器联合定姿的卡尔曼滤波状态方程和量测方程；S4、进行前向卡尔曼滤波递推过程，递推计算前向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S5、进行后向卡尔曼滤波递推过程，递推计算后向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S6、利用协方差权重滤波器，得到卫星的估计姿态四元数和真实角速度估计值，在地面实现卫星的姿态确定。本发明对在轨下传的星敏感器和陀螺的数据，采用双向卡尔曼滤波地面姿态处理方法，有效的提高姿态确定精度，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
28
records
(took 0.025 seconds)
