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公开(公告)号：CN115783312B
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202211565934.0
申请日：2022-12-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种模拟式太阳敏感器的全天区太阳矢量自主捕获控制方法，包括：若模拟式太阳敏感器未受到光照或滚动轴太阳角绝对值大于设定阈值γ，则控制所述卫星平台绕滚动轴以恒定转速转动以寻找太阳。滚动轴转动过程中，若滚动轴转动一整圈仍未发现太阳，或滚动轴太阳角已经受控收敛，则开始控制卫星平台绕俯仰轴以恒定转速转动以寻找太阳。俯仰轴转动过程中，若模拟式太阳敏感器受到光照且俯仰轴太阳角绝对值小于或者等于设定阈值γ，则将俯仰轴切换到斜开关线控制律，使俯仰轴太阳角逐渐收敛。本发明解决了0‑1式太阳敏感器易受遮挡或光线反射输出错误太阳方位，导致卫星捕获太阳逻辑错乱的问题。
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公开(公告)号：CN111220179A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN202010108610.9
申请日：2020-02-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种光学导航敏感器的惯性基准时空精确对准方法，属于火星环绕器光学导航敏感器惯性基准对准技术领域；步骤一、当存在正常工作的星敏感器时，进入步骤二；否则退出标定流程；步骤二、当星敏感器处于姿态测量模式时，进入步骤三；否则切换至姿态测量模式，进入步骤三；步骤三、计算各星敏感器与光学导航敏感器的姿态差xk；k为星敏感器序号；步骤四、采用标定算法，得到各星敏感器的标定姿态差yk；步骤五、当该星敏感器的标定姿态差yk完成标定，结束该星敏感器与光学导航敏感器的姿态差标定工作；否则对该星敏感器继续进行姿态差标定；本发明避开了安装测量误差以及热变形误差等误差源，提高了光学导航敏感器的在轨对准精度。
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公开(公告)号：CN117682107A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311803328.2
申请日：2023-12-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种任意轴向姿态机动递阶饱和角速度限幅方法，包含步骤：S1、基于卫星最大转动惯量Imax和执行机构可提供的最大角动量Hmax，获得任意欧拉轴方向姿态机动角速度限幅值ωmax；S2、基于执行机构可提供的最大控制力矩Tmax和ωmax，分别针对卫星本体系三个体轴方向设计递阶饱和控制律，获取三个体轴方向用于机动任务的控制参数；S3、计算卫星从当前姿态到目标姿态的姿态偏差四元数qerr，根据qerr计算当前空间机动欧拉轴方向向量Veuler，对Veuler进行归一化处理，得到空间机动欧拉轴方向单位向量ueuler；S4、根据控制参数与ueuler，计算当前机动欧拉轴方向姿态偏差限幅参数qmax_euler；S5、基于递阶饱和算法，计算当前机动欧拉轴方向姿态机动的控制力矩指令Tc。
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公开(公告)号：CN111323021B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202010116790.5
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明涉及一种适用于火星探测的星敏感器及陀螺在轨联合使用方法，涉及火星探测器星敏感器和陀螺使用领域；通过对4个优先级不同的星敏感器依次进行故障诊断，判断是否需要使用陀螺仪输出火星探测器的姿态；当使用陀螺仪输出火星探测器的姿态时，实时按照优先级依次对4个星敏感器进行重启，实现故障排除；当存在故障排除的星敏感器时，实时切换为由星敏感器输出火星探测器的姿态；确无故障排除的星敏感器后，保持由陀螺仪输出火星探测器的姿态；本发明实现了火星探测器飞行全过程中，星敏感器能够自主诊断并重构，在全部故障后具备自主重启的能力，在无星敏可用的情况下，自主切换陀螺积分提供高精度的姿态信息。
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公开(公告)号：CN111238485A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010144111.5
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于导航敏感器拍摄火星图像的系统误差自补偿方法，直接利用直接利用火星导航敏感器所拍摄的火星图像，实现对自主导航系统误差的高精度辨识与补偿，得到更加精确的火星探测器自主导航信息。本方法主要包括4个步骤：1)引入火星整体成像自主导航系统误差模型，建立包含光轴偏差及姿态确定偏差等系统误差的火星自主导航系统；2)求取导航时段的系统误差的条件期望，解算条件期望最大时的系统误差值；3)将更新的系统误差值回代火星导航系统，迭代更新；4)以收敛的系统误差值更新火星自主导航系统，对系统误差进行补偿，得到后续精确的导航结果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107193290A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710657019.7
申请日：2017-08-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于线动量交换的卫星编队有效载荷相对位置控制方法，该方法主要通过三级编队控制过程：第一级编队控制以星间基线为被控对象，选用推力器作为执行结构，消除初始偏差，控制精度达m级；第二级编队控制以星间基线为被控对象，采用二级气动板进行控制，消除大气摄动，控制精度达dm级；第三级编队控制采用线动量交换装置进行控制，消除引力摄动，控制精度达mm级，实现卫星编队有效载荷相对位置的精密控制。本发明的控制精度高，工程可实现性强，可节省燃料消耗，且控制针对性高。
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公开(公告)号：CN117892502A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311806773.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , B64G1/10 , B64G1/24 , G05D1/49 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种稳态对日机动对地卫星的角动量管理方法，该方法包含：当卫星当前处于稳态对日定向模式时，计算磁卸载所需要的磁矩分量MH；计算当前姿态下卫星所受的重力梯度力矩TG；计算使用磁力矩器输出力矩抵消重力梯度力矩TG所需要的磁矩分量MG；基于执行机构角动量管理逻辑，结合上述计算结果计算卫星不同工作状态下的理想磁矩Mc；根据实际磁矩输出能力对理想磁矩Mc进行限幅处理，形成最终输出给磁力矩器的磁矩指令Mout。其优点是：在角动量管理过程中，该方法一方面对角动量进行卸载，另一方面通过干扰补偿防止角动量继续积累，避免卸载效果被干扰力矩“中和”的问题，大大提高角动量卸载效率，对频繁机动任务需求适应性更强。
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公开(公告)号：CN116880525A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310857065.7
申请日：2023-07-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞轮与3台控制力矩陀螺联合姿态机动控制方法，包括：获取并根据控制力矩陀螺安装矩阵，绘制奇异面分布图；以飞轮角动量矢量顶点为机动起点，在控制力矩陀螺群动量体内部寻找最大可供使用的角动量运动空间；根据选定的角动量运动起点，反算飞轮补偿所需的偏置转速和对应的控制力矩陀螺群初始框架角；在喷气控制保护下，通过地面注数完成飞轮起旋和所述控制力矩陀螺群初始框架角调整，建立姿态控制的初始状态；保持飞轮转速不变，根据控制力矩陀螺群的角动量运动空间和力矩输出能力，地面注数完成控制力矩和机动角速度限幅设置后，将控制力矩陀螺群接入闭环进行姿态控制。本发明在卫星剩3台控制力矩陀螺时，维持卫星姿态机动。
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公开(公告)号：CN111431651B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010144107.9
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测的多计算机同步运行与时间对准方法，首先，星载计算机系统中的多计算机使用同一硬件脉冲信号，触发计算机软件开始执行控制功能，保证多计算机每个控制周期的运行起点同步；其次，计算机软件根据设计要求，识别出需要精确同步执行的子任务；最后，为第二步识别出的需精确同步运行子任务划分专门的运行时间起点，计算机软件使用同一硬件周期脉冲计时，保证子任务运行时间起点同步。
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公开(公告)号：CN111323021A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010116790.5
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明涉及一种适用于火星探测的星敏感器及陀螺在轨联合使用方法，涉及火星探测器星敏感器和陀螺使用领域；通过对4个优先级不同的星敏感器依次进行故障诊断，判断是否需要使用陀螺仪输出火星探测器的姿态；当使用陀螺仪输出火星探测器的姿态时，实时按照优先级依次对4个星敏感器进行重启，实现故障排除；当存在故障排除的星敏感器时，实时切换为由星敏感器输出火星探测器的姿态；确无故障排除的星敏感器后，保持由陀螺仪输出火星探测器的姿态；本发明实现了火星探测器飞行全过程中，星敏感器能够自主诊断并重构，在全部故障后具备自主重启的能力，在无星敏可用的情况下，自主切换陀螺积分提供高精度的姿态信息。
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