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公开(公告)号：CN112747732B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202011387650.8
申请日：2020-12-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供陀螺角速率随机游走和速率斜坡系数的计算方法，包含步骤：S1、在星上计算航天器本体相对于基准系的基准系三轴角速度；S2、基于所述基准系三轴角速度生成三轴陀螺角速度积分值并遥测下传至地面；S3、基于所述三轴陀螺角速度积分值计算航天器三轴Allan方差，分别对所述三轴的Allan方差进行拟合，得到航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数。本发明中在星上计算每个积分周期末节拍的三轴陀螺角速度积分值并下传至地面，大大减少了地面的数据处理量，且计算得到的航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数满足高精度需求。
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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：CN109649690B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201811612363.5
申请日：2018-12-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，该方法包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。本发明利用星敏感器提供的姿态角信息进行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109901819A
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201811603367.7
申请日：2018-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F8/20
Abstract: 一种状态参数在大型复杂软件的设置方法，通过下述方式实现：将待处理大型复杂软件根据其实现的功能细化为多个主模式；根据每个主模式功能实现的方式，把每个主模式细化为多个子模式，并统计各子模式功能实现需要的参数；制定一个表格，表格中的列为模式字，行为上述统计的所有参数；所述的模式字包括主模式和子模式；在表格中对每个模式下功能实现需要的参数进行标记；设计参数设置函数，通过该函数确定表格中的参数在各个模式中是否使用，若使用，则给对应的参数赋值。
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公开(公告)号：CN106568436A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610950838.6
申请日：2016-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种利用陀螺修正星敏感器轨道周期系统误差的方法，步骤为：(1)构建补偿差值表；所述的插值补偿表用于存储星敏感器三轴姿态系统误差和航天器所处轨道相位的关系；(2)利用星敏感器的姿态对陀螺的常值漂移进行修正；(3)采用陀螺积分值来辨识星敏感器轨道周期系统误差，并对补偿差值表进行更新；(4)查找更新后的补偿差值表，将星敏感器三轴姿态直接扣除补偿差值表中对应的值，得到不含系统误差的星敏感器三轴姿态。本发明方法解决了星敏感器系统误差无法被在轨实时辨识及修正的技术问题，提升了星敏感器系统误差修正的实时性和精确性，减轻了地面人员的工作量。
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公开(公告)号：CN119247995A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411146861.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明涉及一种卫星大动态机动跟踪时姿态基准平稳切换方法，属于卫星控制系统领域；步骤一、将大动态机动跟踪全过程划分为4个控制阶段，依次为姿态机动阶段、姿态保持阶段、导引跟踪阶段、姿态返回阶段；步骤二、当卫星进入姿态机动阶段时，姿态基准为准则1；步骤三、进入姿态保持阶段后，姿态基准切换至准则2；步骤四、进入导引跟踪阶段后，姿态基准切换至准则3；步骤五、进入姿态返回阶段，姿态返回阶段的姿态基准为准则1；本发明通过提前接入星敏感器姿态、延时接入星敏感器和陀螺联合滤波姿态、星体角速度超出星敏感器正常工作阈值后切除星敏感器姿态作为姿态基准等方法，实现了卫星在大动态机动跟踪时姿态基准平稳切换。
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公开(公告)号：CN118111448A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410229093.9
申请日：2024-02-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开一种卫星实时补偿相机行频导引姿态与角速度的计算方法，通过地面目标的地理位置信息以及惯性系、地固系和卫星对地坐标系之间的转换关系，计算卫星跟踪目标时卫星本体坐标系坐标轴的三轴单位矢量ix、iy、iz在惯性坐标系下的指向，得到惯性系到卫星本体坐标系的姿态余弦阵Am←i；计算卫星补偿相机行频后在惯性系下的姿态四元数qi→m、卫星补偿相机行频后在卫星对地坐标系的姿态四元数qo→m、进而得到偏流角大小，进而计算卫星补偿相机行频后的三轴导引角速度ωmi。本方法能够提高卫星对地面动目标进行推扫成像时的清晰度，对卫星的地面动态目标推扫成像任务具有现实意义。
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公开(公告)号：CN116400392A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202211609187.6
申请日：2022-12-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种卫星对动态目标的跟踪成像方法，根据动态目标的离散位置信息，用曲线拟合算法进行位置信息的曲线拟合，得到目标位置信息关于时间的连续函数，进而结合卫星的位置信息可以得到卫星跟踪目标在当前控制时刻的目标姿态和目标角速度。本发明利用动态目标离散位置信息对动态目标进行高精度高稳定跟踪，提高了卫星相机对动态目标跟踪成像的清晰度，对卫星的地面动态目标跟踪成像任务具有现实意义。
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