-
公开(公告)号：CN114440886B
公开(公告)日：2023-09-05
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：CN116513488A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202211731147.9
申请日：2022-12-30
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驱动帆板下的对日控制方法，包括：确定太阳相对卫星本体的方位；根据太阳相对卫星本体的方位计算卫星姿态控制的两维角度；根据两维角度，由飞轮控制实现卫星预定轴的对日；确定帆板当前状态与理想角度之间的偏差角Δθ；基于偏差角Δθ，利用滞环控制逻辑和帆板驱动与偏差角Δθ之间的关系驱动帆板转动。本发明能够保证模拟式太阳敏感器出现太阳后，可以一直维持帆板的光照条件。
-
公开(公告)号：CN118464060A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410540537.0
申请日：2024-04-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星陀螺组合角动量故障诊断的方法，包含：步骤S1、判断陀螺是否加电且接入控制系统，若是，则进入步骤S2，若否则结束陀螺组合角动量诊断流程；步骤S2、判断控制力矩陀螺在系统中的状态/数据是否正常，若是，则进入步骤S3，若否则结束陀螺组合角动量诊断流程；步骤S3、基于控制力矩陀螺数据计算一定时间内卫星理论角速度变化值；步骤S4、基于陀螺数据计算一定时间内三轴角速度变化值；步骤S5、计算两者偏差的绝对值并与设定的阈值进行比较，得到陀螺组合表头是否出现角动量诊断故障的结论。本发明具有计算复杂度低，逻辑简单，计算结果可靠的优点，便于实现工程应用。
-
公开(公告)号：CN118163961A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410193416.3
申请日：2024-02-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种保能源的卫星步进式机动方法，将任务策略中在惯性空间中的观测指向作为卫星Z轴矢量，同时利用太阳矢量计算目标姿态矩阵；根据当前卫星姿态矩阵，计算绕本体XYZ轴三次转动的角度；使卫星本体绕XYZ轴旋转至目标姿态，绕Y轴旋转时，每次以一个单位步进机动，在星体旋转一个步进角度到位后使帆板按照相反的角度偏置；在目标姿态完成工作任务后，卫星以ZYX顺序机动恢复至任务下达前的姿态，帆板在Y轴机动时回位。本发明能够在卫星指向目标的姿态机动过程中，保证太阳尽量正照帆板，卫星获得最多的能源。
-
公开(公告)号：CN115876226A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211664738.9
申请日：2022-12-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种多星敏感器系统级联邦滤波融合方法，包括：设置基准星敏感器，确定基准四元数和非基准星敏感器；基于每一所述非基准星敏感器的安装参数、四元数输出和有效性标志，分别计算每一所述非基准星敏感器的融合修正角；基于每一所述星敏感器的数据有效性判断，计算系统融合系数矩阵；基于联邦滤波算法，计算系统的融合修正角；根据所述系统的融合修正角，修正所述基准星敏感器的四元数，得到融合四元数，本发明实现多星敏感器配置下的系统级多星敏感器信息融合，有效降低星敏感器定姿的低频噪声水平，提升姿态测量精度和可靠性，减少对于单机级星敏感器信息融合的依赖，提高系统星敏感器选型的灵活性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115771623A
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211664709.2
申请日：2022-12-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种用于卫星应急变轨的虚拟轨道构造方法，包括：步骤S1：根据指定的点火方向，确定虚拟轨道的倾角和升交点赤经；步骤S2：由虚拟地心方向和所述点火方向，确定虚拟轨道的近地点幅角；步骤S3：根据预定的点火时长、星上软件约束和准惯性要求，选取所述虚拟轨道的半长轴，计算变轨前的所述虚拟轨道的平近点角，本发明保证虚拟轨道的轨道系点火姿态准惯性，将点火弧段选取为虚拟轨道的远地点，在星上软件允许的半长轴和偏心率范围内，尽可能构造大的半长轴，最终构造出指定时刻的虚拟轨道参数,优点在于可以通过卫星轨道保持模式程控轨控推力器实现任意惯性方向的点火且满足本体轴与地心方向约束。
-
公开(公告)号：CN109540128A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811359627.0
申请日：2018-11-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种星敏感器的在轨配置方法，包含：步骤S1、判断星敏感器是否满足对其进行在轨自主配置的禁止条件，若是，则进入步骤S2，结束对星敏感器的在轨自主配置；若否，则进入步骤S3；步骤S3、判断星敏感器是否接收到地面遥控注数指令，若是进入步骤S4，若否，则进入步骤S5，采用程控指令链的方式实现对星敏感器的在轨自主配置；步骤S4、星敏感器根据地面遥控注数指令进行在轨自主配置。本发明具有降低地面测控人员误诊断、误发令等情况的同时，达到完成星敏感器的长期在轨自主管理，提升卫星控制系统的可靠性的有点。
-
公开(公告)号：CN118597441A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410296325.2
申请日：2024-03-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种点目标正弦动态观测的姿态导引算法，包含：步骤1、根据目标导引信息，计算出星‑目矢量，从而得到目标处在观测视场中心的导引四元数初值；步骤2、根据载荷观测的稳定度需求，计算出像面上的像移角速度上限，据此设计正弦运动的半径和周期；步骤3、根据设计的正弦运动参数和星上时序，计算实时叠加的正弦运动四元数；步骤4、将正弦运动叠加四元数与导引四元数初值结合，得到用于目标正弦动态观测的姿态导引四元数。本发明计算简单，适用范围广，便于目标检测，提升星上目标检测能力和长期目标跟踪能力。
-
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：CN119440105A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411544111.9
申请日：2024-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D3/12
Abstract: 本发明提供一种点目标正弦动态观测的二维转台指向导引方法，通过外部输入的目标导引信息计算出转台坐标系下的星‑目矢量，以星‑目矢量和转台坐标系的X轴构造动态观测坐标系，计算动态观测坐标系到二维转台坐标系的转换矩阵；按照二维转台指向角速度控制误差和正弦动态观测运动角速度两部分对观测稳定度指标需求进行分解，结合二维转台控制带宽和载荷视场约束设计出正弦观测的运动半径和周期；实时计算动态观测坐标系下的正弦运动目标矢量作为二维转台的观测指向；将动态观测坐标系下二维转台的观测指向转到转台坐标系，计算用于导引控制的俯仰目标角和旋转目标角。本发明便于星上自主检测和长期稳定跟踪，提升星上二维转台的稳定跟踪指向能力。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
22
records
(took 0.024 seconds)
