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公开(公告)号：CN114229037B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202111435983.8
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，包含以下步骤：根据双飞轮重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量；计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令；根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量，并转化为指令转速驱动飞轮。本发明可以确保飞轮重构过程中卫星的姿态控制精度不受影响。
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公开(公告)号：CN112713923B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202011376028.7
申请日：2020-11-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04B7/185
Abstract: 本发明提供一种卫星综合电子数据链路动态调度方法，包含：将卫星综合电子以时间T为一个工作周期；将工作周期依序划分为第一至第四子工作周期；在第一、第三子工作周期内，处理单元通信调度模块Pa向接口单元通信调度模块Ia0发送控制命令，在第二、第四子工作周期内，处理单元通信调度模块Pb向接口通信调度模块Ib0发送控制命令，第一至第四子工作周期内，控制命令中控制权字节的值分别为M、M，控制命令中还包含标志号i；Ia0/Ib0转发接收的控制命令给对应的接口单元功能模块Iai和Ibi，根据控制权字节，Iai和Ibi中的一个执行该控制命令。
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公开(公告)号：CN114229037A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111435983.8
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，包含以下步骤：根据双飞轮重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量；计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令；根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量，并转化为指令转速驱动飞轮。本发明可以确保飞轮重构过程中卫星的姿态控制精度不受影响。
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公开(公告)号：CN110697086B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201910960844.3
申请日：2019-10-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种以单控制力矩陀螺和两飞轮实现卫星三轴稳定控制的方法，地面测控站远程控制卫星使用推力器控制姿态；根据CMG内转子转速指令，得到CMG内转子转速对应的角动量；根据CMG外框位置、有效的两台飞轮的转速指令，设置磁卸载目标角动量；根据指令力矩、CMG框架角位置、框架转速、系统控制周期，有效的两台飞轮的角动量控制指令等，计算更改的角动量控制指令，解算CMG框架角：允许单台CMG控制，选择单台CMG接入，有效的两台飞轮接入，使用飞轮控制卫星姿态。对采用飞轮和控制力矩陀螺为姿控主执行机构的卫星，本发明可以在星上只有一台控制力矩陀螺和两台反作用飞轮有效的情况下，实现姿态稳定控制。
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公开(公告)号：CN107608213A
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201710948125.0
申请日：2017-10-12
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姿态机动路径规划的参数设计方法，包含：S1，确定卫星机动轴转动惯量Ig，卫星的执行机构在机动轴最大输出角动量Hmax，所述的执行机构最大输出力矩Tmax，以及执行机构的机动角度φ；S2，预设一过渡段时间上限值τa和过渡段时间下限值τb，并根据所述的Ig、Hmax、Tmax和φ，求取最大角速度a、最大角速度ωmax和过渡时间τ。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107228683A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710501158.0
申请日：2017-06-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种多星敏感器间慢变误差实时在轨修正方法，修正星敏感器各头部之间的慢变误差，包含如下步骤：S1、计算星敏感器各头部两两之间的坐标变换四元数滤波实测值QRotOHiOHjCAL；S2、由地面控制中心指定星敏感器上某一头部为基准头部OHref；S3、计算基准头部OHref到星敏感器各头部OHi的坐标变换四元数地面精测值QOHiOHref；S4、计算星敏感器各头部OHi到基准头部OHref的坐标变换四元数实测值QRotOHiOHref；S5、根据S3和S4得到的QOHiOHref和QRotOHiOHref计算修正头部间慢变误差后的各头部姿态四元数qOHiRc。本发明能在轨实时估计并修正，通过简单的计算方式提高多星敏感器联合定姿的姿态确定精度，并且简单有效的修正非基准头部与基准头部之间的慢变误差，并获得修正头部间慢变误差后的头部姿态四元数。
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公开(公告)号：CN106052713A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610341768.4
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光行差修正地面验证方法，包含以下步骤：计算星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss；设定星敏感器的轨道参数和儒略日，使星敏感器相对太阳的线速度达到第一预设线速度值V′；若Vss与V′的差值小于等于计算线速度时的最小允许的容差值；向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器不修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的四元数Q，设置星敏感器以Vss修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的修正四元数Q′及Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ′；计算四元数Q与修正四元数Q′的误差四元数ΔQ；比较ΔQ′与ΔQ，以判断进行光行差修正时提供的线速度是否满足姿态精度要求，完成对星敏感器光行差修正的地面验证。本发明能有效检验星敏感器光行差修正是否正确。
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公开(公告)号：CN114212278B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202111431359.0
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星稳定控制及干扰补偿方法，包括：在卫星三轴正交坐标系的各个坐标轴方向上分别安装一个双模式飞轮；确定卫星上的多个转动机构分别绕不同固定轴摆动产生的多个干扰力矩；每一双模式飞轮根据多个干扰力矩确定自身所需输出的补偿转速；各个双模式飞轮根据自身确定的补偿转速驱动相应的飞轮电机进行干扰力矩补偿。本发明在保证能够实现卫星的姿态稳定控制和干扰力矩补偿的前提下，可有效简化卫星的系统单机配置，降低卫星成本，减轻卫星质量，降低发射成本。
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公开(公告)号：CN114212278A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111431359.0
申请日：2021-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星稳定控制及干扰补偿方法，包括：在卫星三轴正交坐标系的各个坐标轴方向上分别安装一个双模式飞轮；确定卫星上的多个转动机构分别绕不同固定轴摆动产生的多个干扰力矩；每一双模式飞轮根据多个干扰力矩确定自身所需输出的补偿转速；各个双模式飞轮根据自身确定的补偿转速驱动相应的飞轮电机进行干扰力矩补偿。本发明在保证能够实现卫星的姿态稳定控制和干扰力矩补偿的前提下，可有效简化卫星的系统单机配置，降低卫星成本，减轻卫星质量，降低发射成本。
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公开(公告)号：CN111776251B
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202010705648.4
申请日：2020-07-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，所述方法包括：控制卫星的X、Y轴实现卫星的‑Z轴对日跟踪；卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内。本发明通过将卫星的X轴控制到轨道平面，建立了卫星一个稳态区域，减小了星体角动量的累积，解决了安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星重力梯度力矩大，无法长期保持对日跟踪的问题。
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