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公开(公告)号：CN112550766B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202011358624.2
申请日：2020-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种处于推力器死区内提高卫星姿态控制精度的方法，其特征在于，该方法通过控制卫星上设置的推力器组合来控制卫星的卫星姿态，推力器组合包括若干推力器，该方法包括：获取卫星的控制信息，其中，控制信息由测量敏感器实时获取；根据控制信息计算得到若干时间脉冲指令，其中，若干时间脉冲指令用于分别控制若干推力器，以使卫星满足任务指标要求；将时间脉冲指令发送至对应的推力器；判断卫星的姿态幅值是否超过任务指标要求和/或测量敏感器的采样周期是否超过卫星计算机的采样周期，若是，将当前节拍的时间脉冲指令扩大设定倍数并将扩大设定倍数的时间脉冲指令发送至对应的推力器。
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公开(公告)号：CN114266436A
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN202111326128.3
申请日：2021-11-10
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在轨健康评估方法以及存储介质和电子设备，该方法包括：确定星敏感器的在轨异常状态，对在轨异常状态进行专家分类，得到若干个标称异常状态；对若干个标称异常状态进行专家评估，确定若干个标称异常状态分别对应的健康权重系数；对若干个标称异常状态进行严重等级评估，确定相应的严重等级；根据各个标称异常状态对应的严重等级，分别确定相应的星敏感器健康状态分值；根据各个标称异常状态下的星敏感器健康状态分值，分别确定相应的健康影响系数；根据各个标称异常状态对应的健康权重系数、星敏感器健康状态分值和健康影响系数，对星敏感器进行在轨健康评估。本发明可高质量、高效率地对星敏感器进行在轨维护和管理。
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公开(公告)号：CN112550766A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011358624.2
申请日：2020-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种处于推力器死区内提高卫星姿态控制精度的方法，其特征在于，该方法通过控制卫星上设置的推力器组合来控制卫星的卫星姿态，推力器组合包括若干推力器，该方法包括：获取卫星的控制信息，其中，控制信息由测量敏感器实时获取；根据控制信息计算得到若干时间脉冲指令，其中，若干时间脉冲指令用于分别控制若干推力器，以使卫星满足任务指标要求；将时间脉冲指令发送至对应的推力器；判断卫星的姿态幅值是否超过任务指标要求和/或测量敏感器的采样周期是否超过卫星计算机的采样周期，若是，将当前节拍的时间脉冲指令扩大设定倍数并将扩大设定倍数的时间脉冲指令发送至对应的推力器。
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公开(公告)号：CN111332501B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202010120467.5
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星姿态控制系统的多控制多基准的设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：姿态基准有效性设置；步骤二：姿态基准确定准则的选择；步骤三：姿态基准的确定和控制姿态赋值；步骤四：模式控制算法、控制参数的选择及赋值；步骤五：控制输出计算。本发明使姿态测量单机的故障隔离能力更强，姿态基准切换自主性更方便，控制模式维持性更好。
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公开(公告)号：CN112650260A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011357736.6
申请日：2020-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，包含以下过程：实时计算太阳高度角及卫星轨道角；根据太阳高度角和卫星轨道角实时计算当前时刻太阳帆板的理论转角和理论驱动角速度；根据当前时刻太阳帆板的理论转角计算当前时刻太阳帆板需要驱动的角度；选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量，从而得到当前时刻太阳帆板的驱动角速度。本发明的太阳帆板采用变角速度驱动的方法，实现了太阳帆板时刻垂直于太阳，保障了卫星能源。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109625329B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201811504178.4
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，包括如下步骤：计算卫星本体角动量；确定飞轮角动量卸载阈值；计算卸载推力器每次喷气时长；计算推力器每次卸载喷气的间隔时间；计算推力器卸载喷气的次数。通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量，并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求，选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术，可保证在满足姿态控制精度的前提下，自主实现角动量卸载，提高了卫星在轨自主运行能力。
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公开(公告)号：CN109597400B
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN201811485969.7
申请日：2018-12-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种星上轨道递推的故障诊断方法和诊断设备，所述故障诊断方法包括：根据预设规则，对更新上注的递推初始参数进行诊断；当诊断结果为不正确时，结束当前上注更新的请求。所述故障诊断设备包括：参数诊断模块，用于根据预设规则，对更新上注的递推初始参数进行诊断；处理模块，用于当诊断结果为不正确时，结束当前上注更新的请求。本发明的故障诊断方法及诊断设备，从多个角度策略进行故障的诊断，大大提高了轨道递推算法高可靠性、高稳定性运行。
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公开(公告)号：CN112550767A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011363497.5
申请日：2020-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，所述方法包含：S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。本发明通过管理飞轮组角动量，保证卫星姿态的精度及稳定度。
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公开(公告)号：CN111319795A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010120459.0
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：(1)预设本次轨道控制喷气剩余时长为L；(2)得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长；(3)星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长；(4)得到下次轨道控制喷气剩余时长；(5)判断下次轨道控制喷气剩余时长与轨控推力器的最小脉冲宽度的大小。本发明结合当前卫星的三轴姿态信息，实时计算出当前姿控喷气对轨道的作用，并更新当前的轨控喷气策略对姿控喷气产生的作用进行补偿，从而实现对卫星轨道的精确控制。
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公开(公告)号：CN109625329A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811504178.4
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: B64G1/24 , B64G1/283 , B64G2001/245
Abstract: 本发明提供了一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法，包括如下步骤：计算卫星本体角动量；确定飞轮角动量卸载阈值；计算卸载推力器每次喷气时长；计算推力器每次卸载喷气的间隔时间；计算推力器卸载喷气的次数。通过给出了通过根据飞轮的转速计算卫星角动量，并根据推力器的安装布局及卫星姿态控制精度和稳定度的要求，选择卸载的推力器、推力器喷气的时间宽度、喷气间隔时间、喷气次数。本发明基于采用推力器离散“点喷”自主角动量卸载技术，可保证在满足姿态控制精度的前提下，自主实现角动量卸载，提高了卫星在轨自主运行能力。
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