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公开(公告)号：CN110568773B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN201910932966.1
申请日：2019-09-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的方法及系统，该方法采用控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的系统进行故障模拟仿真测试，所述的系统包含故障模拟控制台、数学模型上位机和数学模型下位机；所述的数学模型下位机搭载实时仿真系统，在运行所述的数学模型上位机加载的控制力矩陀螺群数学模型后，所述的数学模型下位机模拟所述的控制力矩陀螺群真实单机的输入输出功能，并接收所述的故障模拟控制台的指令，模拟控制力矩陀螺群故障，输出运行状态数据及异常信息给所述的数学模型上位机。本发明可以对可预见的各种控制力矩陀螺群的各种故障进行验证，对发生故障后姿轨控软件故障诊断和隔离措施进行测试。
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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：CN111308911A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010128913.7
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于卫星姿轨控的全功能模块化模拟处理系统及方法，其中，该系统包括：动力学模块、上位机操控模块、xPC实时操作模块和FPGA模块；其中，所述动力学模块将单机模型数据传输给xPC实时操作模块，所述上位机操控模块将操作指令传输给xPC实时操作模块；所述xPC实时操作模块接收单机模型数据和操作指令，并根据操作指令将单机模型数据传输给FPGA模块；所述FPGA模块根据单机模型数据得到航天器惯性空间姿态测量值、输出姿态角速度、噪声和反作用飞轮的安装矩阵，并将其传输给真实星载单机。本发明解决了卫星全功能模块化模拟设计问题，实现姿轨控系统在单机齐套情况下半物理试验的开展。
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公开(公告)号：CN106647793B
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201710090010.2
申请日：2017-02-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于磁强计和太阳敏感器的对日定向方法，适用于中低轨道卫星对日定向控制，包含：S1、计算太阳矢量方位信息，包括在卫星轨道系下和卫星本体系下的坐标分量；以及计算太阳敏感器测得的两维姿态角；S2、计算地磁场矢量方位信息，包括在卫星轨道系下和卫星本体系下的坐标分量；S3、对日轴姿态计算，根据太阳和地磁场的双矢量定姿，得到对日状态下卫星本体系相对卫星轨道系的俯仰姿态；S4、以太阳敏感器测得的两维姿态角和双矢量定姿得到的俯仰姿态，作为姿态控制基准，实现对地三轴的姿态稳定控制。本发明既能保证全姿态模式下的对日定向稳定，又能保证对地三轴稳定姿态的偏差最小。
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公开(公告)号：CN107085634A
公开(公告)日：2017-08-22
申请号：CN201710236509.X
申请日：2017-04-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种快速计算太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角的方法，包含：S1、选取卫星运行一年中的春分、秋分、冬至、夏至四个时间点；S2、计算其中一个时间点相对标准历年J2000.0和该时间点相对观测时刻之间用儒略世纪数表示的时间间隔；S3、根据步骤S2获得的时间间隔计算该时间点对应的太阳在地心黄道坐标系的平均椭圆轨道参数；S4、根据步骤S3中获得的平均椭圆轨道参数计算该时间点卫星的升交点赤经；S5、计算一圈中太阳矢量在轨道面的投影，求得一圈中太阳矢量与星敏感器视场的夹角；S6、重复步骤S2~S5，分别计算出春分、秋分、冬至、夏至四个时间点对应的太阳矢量与星敏感器视场的夹角，取其最小值即为太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106864774A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201710146177.6
申请日：2017-03-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种卫星从任意姿态到对日定向的控制方法，该控制方法包含：利用惯性基准单元测量卫星的惯性角度增量，微分后得到惯性角速度；利用0‑1式太阳敏感器测量太阳出现在星体的具体方位，进行捕获太阳，得到太阳方位信号；利用太阳方位信号的变化控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，以此进行对日定向。本发明利用0‑1式太阳敏感器的太阳方位信息不仅可以捕获太阳，还利用其太阳方位信号的变化控制卫星对日，为整星的能源供应提供姿态保障，取得了仅用惯性基准单元和0‑1式太阳敏感器实现卫星从异常姿态到对日定向、提高卫星姿态控制精度等有益效果。
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公开(公告)号：CN106404003A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201611028233.8
申请日：2016-11-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
CPC classification number: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于地球信号模拟的测试方法及测试系统，由运动学计算控制机根据当前的卫星姿态计算红外地球敏感器的穿越角计算值，并输出与穿越角计算值相应的时间值；简易地球信号装置接收运动学计算控制机输出的时间值，和从红外地球敏感器提取的基准脉冲及计数频率信号，来生成地球模拟信号；所述红外地球敏感器接收地球模拟信号，进行地球信号检波与读取并输出穿越角信息；通过外部计算机接收红外地球敏感器输出的穿越角信息进行姿态计算，获取红外地球敏感器的姿态测量值。本发明采用电信号生成的模拟方式进行产品测试，保证对双圆锥扫描式红外地球敏感器产品测试的高效、准确。
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公开(公告)号：CN118519171A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410377572.5
申请日：2024-03-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种地面站可见性的在轨预判方法，包含以下步骤：S1、计算卫星与地面站的矢量；S2、计算导引四元数；S3、计算目标姿态四元数；S4、根据所述导引四元数和目标姿态四元数，计算卫星与地面站的矢量在预报的本体系下的值；S5、根据所述卫星与地面站的矢量在预报的本体系下的值，进行地面站可见性判定；若地面站可见，则结束；若地面站不可见，则返回步骤S1。本发明根据地面站和姿态业务包实时计算卫星至地面站的矢量信息，确保地面站可见性预判的准确性。
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公开(公告)号：CN117910134A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311846146.3
申请日：2023-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法，包括：步骤1，计算轨道光照角beta；步骤2，计算轨控时段内，阳照区中心时刻转轨控任务时，轨控起始时刻往后的最近的阳照区中心时刻Tm；步骤3，计算正侧视能够满足帆板光照角需求的轨控时长t_orb；步骤4，根据t_orb，计算俯仰偏置角Theta；步骤5，计算轨控过程目标姿态角Fai，根据俯仰偏置角Theta和目标姿态角Fai，计算姿态角速度。本发明针对轨控过程需要帆板对日的卫星，尤其是采用电推力器进行轨控的卫星，综合考虑了帆板对日和轨控效率最大化需求，给出了轨控过程目标姿态设计方法。
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公开(公告)号：CN117864427A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311760175.8
申请日：2023-12-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，首先根据机动过程中控制力矩陀螺群的控制率计算出相应的控制指令力矩和奇异度，然后根据设定的判据条件得到控制力矩陀螺外框架角速度，快速穿越奇异，恢复系统正常的控制能力。本发明解决了控制力矩群控制过程中框架构型“锁死”问题，有效避免了系统因奇异失去控制能力使得卫星机动任务受到影响甚至造成姿态异常的现象，实现了控制力矩陀螺机动过程中快速穿越奇异。
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