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公开(公告)号：CN118151683A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410215523.1
申请日：2024-02-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明涉及一种帆板指定角速度驱动的对日跟踪方法，属于卫星姿态与轨道控制技术领域；步骤一、实时判断当前拍是否为控制更新拍；当前拍是控制更新拍时，进入步骤二；否则进入步骤三；步骤二、控制更新拍更新帆板驱动信息；更新的驱动信息包括参考驱动角速度ωc、慢档驱动总时长TB和快慢档切换次数N；进入步骤三；步骤三、计算帆板驱动控制用时间tSADA；步骤四、根据帆板驱动控制用时间tSADA确定帆板驱动角速度ω；步骤五、计算跟踪偏差Δθ1；根据跟踪偏差Δθ1计算帆板驱动跟踪误差角θe；本发明作为帆板常规驱动档位不可用时的帆板驱动方法，在继承传统帆板驱动控制方法稳定性的同时，增加了帆板驱动的灵活性与可靠性。
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公开(公告)号：CN111988529B
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202010903949.8
申请日：2020-09-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04N5/232
Abstract: 本发明公开了一种空间光学相对测量设备自主安全控制方法，该方法包含：S1、确定太阳在空间光学相对测量设备运行轨道面的相对位置，以太阳面内角表示；S2、计算空间光学相对测量设备的光轴与所述步骤S1中的太阳面内角之间的夹角，以太阳入射角表示；S3、根据所述太阳入射角与所述空间光学相对测量设备的太阳保护角阈值的大小关系，执行相应的模式状态。其优点是：该方法合理运用太阳面内角、太阳入射角以及太阳保护角阈值之间的关系，满足了空间相对测量设备在轨运行安全工作需求，该方法原理清晰、实现方便，便于适用于在轨工作，能够确保空间相对测量设备的工作安全。
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公开(公告)号：CN113193899A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110239882.7
申请日：2021-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04B7/185
Abstract: 本发明涉及一种分时复用的卫星遥测方法和设备，所述分时复用的卫星遥测方法包括：将卫星遥测资源划分为不同的类型区域；根据划分后的类型区域，按照预设规则进行数据下传。所述预设规则包括：固定下传、复用下传和/或组合下传。所述分时复用的卫星遥测设备包括：划分模块，用于将卫星遥测资源划分为不同的类型区域；传输模块，用于根据划分后的类型区域，按照预设规则进行数据下传。本发明的卫星遥测方法和设备能够更加高效且可靠的进行遥测数据的下传，从而提高卫星监测的准确度。
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公开(公告)号：CN109660205B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811516481.6
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02S50/10
Abstract: 本发明公开了一种闭环下太阳电池阵模太驱动极性测试系统及方法，所述测试系统包括：卫星，设置在卫星上的帆板驱动机构；设置在帆板驱动机构上的模拟式太阳敏感器，以及对模拟式太阳敏感器进行照射的太阳信号照射灯；卫星上电，将所述卫星的驱动方式设置为太阳电池阵模太驱动方式；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的正方向进行照射，得到正极性测试数据；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的负方向照射得到负极性测试数据；对正极性测试数据和负极性测试数据进行分析，得到帆板驱动极性正确。本发明具有从全链路上测试模拟太阳敏感器、模太驱动控制算法与帆板驱动机构的极性的优点。
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公开(公告)号：CN109489693A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811516473.1
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种闭环极性测试方法及测试系统。所述闭环极性测试方法包括：在对陀螺的极性进行分析的同时，通过控制推进分系统的电磁阀喷气，以对喷气算法的极性进行分析，并且对推进分系统的极性进行分析。所述闭环极性测试系统包括：陀螺极性分析设备，用于对陀螺的极性进行分析；喷气算法极性分析设备，用对喷气算法的极性进行分析；推进分系统极性分析设备，用于对推进分系统的极性进行分析。本发明的闭环极性测试方法及测试系统，能够在整星测试时实现陀螺极性的测试，并验证姿轨控软件在初态喷气模式下闭环控制的算法极性以及推进系统响应的通道正确性，从全链路上测试陀螺、喷气算法与推进系统的极性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116280267A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211664737.4
申请日：2022-12-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，包括：步骤S1、根据陀螺信息计算轨道高度微调推力器点喷前后的星体角速度变化；步骤S2、根据最近两次轨道高度微调结果，衡量脉宽修正的效果，更新脉宽调节系数；步骤S3、根据所述步骤S1计算的星体角速度变化和所述步骤S2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量，确定下一次轨道高度微调推力器点喷的指令脉宽，并返回至所述步骤S1。本发明能够更好地应对在轨不确定性和误差，实时调整推力器点喷脉宽使推力器力矩尽可能抵消，提高了轨道高度微调时星体的指向精度和姿态稳定度。
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公开(公告)号：CN115783309A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211669035.5
申请日：2022-12-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，在仅以星体角速度作为输入的情况下，计算俯仰角速度方差判断执行干扰力矩相位调整的时机，通过短期内微调某一翼太阳电池阵的驱动角速度实现干扰力矩相位调整，使两翼太阳电池阵的驱动干扰尽可能抵消，提高了稳态运行时卫星的姿态稳定度。
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公开(公告)号：CN109240127A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811389672.0
申请日：2018-11-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种仿真验证平台和仿真验证方法，所述仿真验证平台包括：姿轨控仿真计算机，用于进行姿轨控控制算法的运行；仿真控制台，用于对姿轨控计算机的故障进行模拟和测试；协同仿真控制软件，用于控制所述姿轨控仿真计算机的时序；显示设备，用于显示仿真数据和/或仿真结果。本发明的仿真验证平台基于模拟ERC32/ADA的姿轨控计算机仿真运行环境来实现模拟切机故障维护的快速仿真，该平台能够验证姿轨控计算机软件的故障诊断，模拟EDAC（错误检测与纠正）故障与中断，并提供姿轨控计算机双机切换以及数据备份的测试环境，实现姿轨控计算机切机故障维护的快速仿真验证。
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公开(公告)号：CN119821698A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510203945.1
申请日：2025-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星磁力矩器控制能力分析方法，属于卫星姿态与轨道控制技术领域。该方法首先获取卫星本体系下的三轴磁场强度数据；接着，遍历所有指定力矩方向，对于每一个指定力矩方向，先计算不同磁场强度下最大磁力矩的平均值，再计算对应的磁力矩器控制能力；最后基于各指定力矩方向的磁力矩器控制能力，分析磁力矩器是否满足控制需求。本发明能够准确得到磁力矩器的控制能力，为磁力矩器配置选取提供决策依据。
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公开(公告)号：CN118597447A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410894366.1
申请日：2024-07-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种对地卫星应急对日时的滚动角校准方法，有利于卫星重新建立对地定向的三轴姿态。首先计算太阳矢量在轨道面内的投影与轨道系‑X轴的夹角；接着根据步骤太阳矢量在轨道面内的投影与轨道系‑X轴的夹角判断当前轨道位置是否满足要求，同时判断当前是否有可用的绝对姿态基准，若当前轨道位置满足要求，且当前有可用的绝对姿态基准，则在当前控制节拍校准滚动角；否则，当前控制节拍不校准滚动角；若当前控制节拍校准滚动角，则基于绝对姿态基准计算滚动角；若当前控制节拍不校准滚动角，则使用陀螺惯性角速度积分计算滚动角。本发明可以为卫星重新建立对地姿态提供高精度可靠的姿态信息。
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