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公开(公告)号：CN114955008B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210554564.4
申请日：2022-05-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
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公开(公告)号：CN114987800A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210556420.2
申请日：2022-05-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，包括：确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，该干扰估计值反馈后，用于确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，实现闭环控制。
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公开(公告)号：CN110781635A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201910931646.4
申请日：2019-09-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/30
Abstract: 本发明公开了一种复杂系统接点表的快速自动化设计方法及系统，该方法包含：步骤S1，IDS数据读取，获取各单机的数据表单；步骤S2，对各单机的各接点的接点信息比较，生成接点连接关系，获得最终设计结果；步骤S3，检查与变更反馈：当检查结果为不需要IDS变更时，直接进入下一步；当检查结果为需要IDS变更时，将设计结果输出至IDS数据输入端，继续步骤S1-S3；步骤S4，输出系统接点表。本发明能够根据IDS数据的输入，采用精确匹配、内容等效匹配、模糊识别匹配和手动匹配的四级联合匹配方法完成接点连接关系生成，高效的自动化生成系统接点表，保证接点表设计工作的快速性、准确性及可靠性。
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公开(公告)号：CN106828981B
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201710146953.2
申请日：2017-03-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，该补偿方法包含：在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。本发明采用了角动量偏置产生陀螺力矩补偿的方法，通过磁卸载很容易实现角动量偏置，通过补偿常值干扰力矩有利于控制系统的角动量管理，在磁力矩器一定的条件下可避免卫星角动量出现饱和，解决了角动量交换姿态控制系统中，因常值干扰力矩引起的角动量易饱和的问题，取得了角动量偏置应用于卫星姿态控制磁卸载的有益效果。
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公开(公告)号：CN105890591B
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201610452815.2
申请日：2016-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种利用秒脉冲信号计算高精度星敏感器曝光时刻的方法，记录星载计算机发出秒脉冲信号的时间T_AOCC和已发出的秒脉冲个数SYNC_AOCC，从星敏感器读取姿态四元素和四元素对应的秒脉冲个数syncCnt，以及距离最近一个秒脉冲的时间间隔datation，根据时间间隔datation确定脉冲差标志ΔSYNC_flag的有效性及计算脉冲个数差ΔSYNC，根据秒脉冲信号的时间T_AOCC、秒脉冲的时间间隔datation和脉冲个数差ΔSYNC计算得到星敏感器曝光时刻对应的星载计算机时间T_ST。本发明计算方法简单，计算灵活，可应用于卫星正常工作时期高精度的姿态确定，为姿态确定提供高精度的姿态时间基准。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106773794A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710078570.6
申请日：2017-02-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种自主判断真实单机或数学模型接入半物理仿真系统的方法，包含：S1、动力学仿真计算机采集控制力矩陀螺的真实单机测试口数据及数学模型数据；S2、判断真实单机测试口数据和数学模型数据是否变化；S3、在数学模型中设置AOCC控制指令计数器，并周期性发送计数值；S4、根据S2和S3判断当前接入半物理仿真系统的是真实单机或数学模型；S5、计算控制力矩，进行地面卫星半物理仿真试验的闭环控制。本发明能及时判断接入半物理仿真系统的是控制力矩陀螺的真实单机还是数学模型，保证计算控制力矩数据的真实性；节省半物理仿真试验的时间，保证仿真验证的可靠性，减少人为操作失误的可能性。
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公开(公告)号：CN114955008A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210554564.4
申请日：2022-05-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
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公开(公告)号：CN107262184B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201710591876.1
申请日：2017-07-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B01L9/02
Abstract: 本发明公开一种可移动的高集成度半物理试验台，包含：试验台结构框架、可移动侧板、电缆固定装置。试验台结构框架承载试验台的敏感器和执行单机的安装；星载计算机和接口单元安装在可移动侧板上；电缆固定装置布局和固定所有的试验电缆。本发明具有结构简单、集成度高、体积小、可靠性高、电缆布局简单、便于移动和搬运等优点。
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公开(公告)号：CN107054702B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201710081478.5
申请日：2017-02-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明涉及一种半物理仿真测试中地磁场模拟方法，其基于星载计算机输入地磁场信号特征，在半物理仿真试验中卫星飞行环境下进行。该方法通过控制板卡输出模拟量信号来模拟地磁场连续变化所对应的电压信号，实现模拟磁强计在轨敏感到的连续地球磁场信号。本发明可以简化半物理仿真试验中用磁强计数据进行磁卸载的试验，增强在轨飞行时磁卸载的真实性，同时解决了以往在地面不能进行飞轮或控制力矩陀螺为执行机构的稳态或全姿态闭环验证试验的问题，从而提高了系统的可靠性和测试覆盖性。
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公开(公告)号：CN107262184A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201710591876.1
申请日：2017-07-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B01L9/02
Abstract: 本发明公开一种可移动的高集成度半物理试验台，包含：试验台结构框架、可移动侧板、电缆固定装置。试验台结构框架承载试验台的敏感器和执行单机的安装；星载计算机和接口单元安装在可移动侧板上；电缆固定装置布局和固定所有的试验电缆。本发明具有结构简单、集成度高、体积小、可靠性高、电缆布局简单、便于移动和搬运等优点。
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