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公开(公告)号：CN109649692B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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公开(公告)号：CN109857640B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN201811627999.7
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于原型设计的嵌入式代码提前验证方法，步骤包括：(1)配置编译单元，(2)管理单元智能分析与录入，(3)智能筛选出最优容量本地环境，(4)生成测试驱动脚本，(5)编译生成可执行文件，(6)在SFUNCTION中嵌入可执行文件，与原型设计结果进行比对判断，结果一致则表示功能性设计正确，否则表征功能性设计错误。本发明丰富了嵌入式软件功能性验证的手段，降低了嵌入式软件功能性验证对硬件的依赖性，使得嵌入式软件验证工作可以提前至方案阶段，通过约束性接口设计以及智能化筛选出最优容量编译环境，提升了软件测试效率。
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公开(公告)号：CN109857640A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201811627999.7
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于原型设计的嵌入式代码提前验证方法，步骤包括：(1)配置编译单元，(2)管理单元智能分析与录入，(3)智能筛选出最优容量本地环境，(4)生成测试驱动脚本，(5)编译生成可执行文件，(6)在SFUNCTION中嵌入可执行文件，与原型设计结果进行比对判断，结果一致则表示功能性设计正确，否则表征功能性设计错误。本发明丰富了嵌入式软件功能性验证的手段，降低了嵌入式软件功能性验证对硬件的依赖性，使得嵌入式软件验证工作可以提前至方案阶段，通过约束性接口设计以及智能化筛选出最优容量编译环境，提升了软件测试效率。
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公开(公告)号：CN107228674A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710419373.6
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种针对星敏感器和陀螺联合滤波的改进方法，其包含：步骤1，构造扩展卡尔曼滤波器，进行扩展卡尔曼滤波算法；步骤2，确定出扩展卡尔曼滤波算法的输入量四元数测量值qs的跳变时刻：四元数测量值的标部小于阈值，且，四元数测量值矢量部分中绝对值最大的数的当前拍与前一拍异号；步骤3，在跳变时刻，重置四元数参考值以获得跳变时刻与四元数测量值相适应的四元数参考值；步骤4，以重置后的继续进行扩展卡尔曼滤波算法。本发明通过重置跳变时刻四元数参考值的方法解决了四元数测量值跳变导致四元数估计值需重新收敛的问题，为姿态确定系统提供了稳定地连续地高精度姿态信息；同时该方法算法简单，星载软件容易实现，可靠性高。
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公开(公告)号：CN109649691B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811612373.9
申请日：2018-12-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统，该方法包括：根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩；根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。本发明充分利用星敏和陀螺的测量信息，实现了俯仰轴飞轮控制，滚动/偏航轴磁控，提高了姿态控制精度和稳定度，且不用考虑不同磁场区的算法切换，简单可靠。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109649690A
公开(公告)日：2019-04-19
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：CN109489661A
公开(公告)日：2019-03-19
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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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：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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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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