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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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公开(公告)号：CN109660205B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811516481.6
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02S50/10
Abstract: 本发明公开了一种闭环下太阳电池阵模太驱动极性测试系统及方法，所述测试系统包括：卫星，设置在卫星上的帆板驱动机构；设置在帆板驱动机构上的模拟式太阳敏感器，以及对模拟式太阳敏感器进行照射的太阳信号照射灯；卫星上电，将所述卫星的驱动方式设置为太阳电池阵模太驱动方式；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的正方向进行照射，得到正极性测试数据；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的负方向照射得到负极性测试数据；对正极性测试数据和负极性测试数据进行分析，得到帆板驱动极性正确。本发明具有从全链路上测试模拟太阳敏感器、模太驱动控制算法与帆板驱动机构的极性的优点。
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公开(公告)号：CN109489693A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811516473.1
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种闭环极性测试方法及测试系统。所述闭环极性测试方法包括：在对陀螺的极性进行分析的同时，通过控制推进分系统的电磁阀喷气，以对喷气算法的极性进行分析，并且对推进分系统的极性进行分析。所述闭环极性测试系统包括：陀螺极性分析设备，用于对陀螺的极性进行分析；喷气算法极性分析设备，用对喷气算法的极性进行分析；推进分系统极性分析设备，用于对推进分系统的极性进行分析。本发明的闭环极性测试方法及测试系统，能够在整星测试时实现陀螺极性的测试，并验证姿轨控软件在初态喷气模式下闭环控制的算法极性以及推进系统响应的通道正确性，从全链路上测试陀螺、喷气算法与推进系统的极性。
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公开(公告)号：CN107132850A
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201710379508.0
申请日：2017-05-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明公开了一种基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法，包含以下过程：首先根据变轨策略地面仿真模拟变轨过程，计算整个变轨过程中变化姿态角速度；利用二次曲线拟合变轨期间的理论三轴惯性角速度，并上注二次曲线系数；在实施过程中根据星敏和陀螺信息建立初始变轨指向姿态；在变轨期间利用陀螺信息连续跟踪二次曲线。本发明利用陀螺信息，实现变轨姿态的连续跟踪，对太阳光照、敏感器视场均无约束，具有精度高，适应性强的特点。
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公开(公告)号：CN106289237A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610601098.5
申请日：2016-07-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: G01C21/025 , G01C21/20
Abstract: 本发明公开一种APS数字式太阳敏感器太阳角计算方法，该太阳角计算方法包含：读取数字式太阳敏感器的太阳光斑位置；根据太阳光斑位置，计算初始太阳入射角；初始太阳入射角结合数字式太阳敏感器的标定参数，迭代计算得到太阳入射角；计算得到修正后的二维太阳角。本发明通过太阳敏感器的太阳角修正和迭代计算，大大提高了太阳角计算精度，有助于提升卫星姿态精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115783309B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202211669035.5
申请日：2022-12-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种双翼太阳电池阵驱动干扰智能抵消控制方法，在仅以星体角速度作为输入的情况下，计算俯仰角速度方差判断执行干扰力矩相位调整的时机，通过短期内微调某一翼太阳电池阵的驱动角速度实现干扰力矩相位调整，使两翼太阳电池阵的驱动干扰尽可能抵消，提高了稳态运行时卫星的姿态稳定度。
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公开(公告)号：CN109682536A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811582487.3
申请日：2018-12-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01M1/10
CPC classification number: G01M1/10
Abstract: 本发明涉及一种星体转动惯量在轨辨识方法和设备。所述星体转动惯量在轨辨识方法包括：在采用飞轮姿态机动启动时，获取飞轮转速和卫星角速度；等待预设时间后，机动轴的转动惯量初值；基于预设算法，递推计算转动惯量；将飞轮加速度结束时递推获取到的参数值的第一维作为转动惯量估计值。本发明的方法及设备可在轨估计卫星转动惯量，从而优化了卫星姿态机动控制算法，并大大提高了卫星姿态机动性能。
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公开(公告)号：CN109660205A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811516481.6
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02S50/10
Abstract: 本发明公开了一种闭环下太阳电池阵模太驱动极性测试系统及方法，所述测试系统包括：卫星，设置在卫星上的帆板驱动机构；设置在帆板驱动机构上的模拟式太阳敏感器，以及对模拟式太阳敏感器进行照射的太阳信号照射灯；卫星上电，将所述卫星的驱动方式设置为太阳电池阵模太驱动方式；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的正方向进行照射，得到正极性测试数据；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的负方向照射得到负极性测试数据；对正极性测试数据和负极性测试数据进行分析，得到帆板驱动极性正确。本发明具有从全链路上测试模拟太阳敏感器、模太驱动控制算法与帆板驱动机构的极性的优点。
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公开(公告)号：CN109625334A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811511144.8
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
CPC classification number: B64G1/285
Abstract: 本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。
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公开(公告)号：CN107246875A
公开(公告)日：2017-10-13
申请号：CN201710532819.6
申请日：2017-07-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种精密编队任务下星间相对姿态确定方法，包含如下步骤：S1，基于测量维数约束完成发射/接收天线布局配置设计；S2，根据星间测量信息，建立星间相对姿态关系及不依赖于卫星质心的星间相对姿态关系；S3，通过滤波算法计算星间相对状态的实时信息。本发明能够实现复杂条件下在轨实时星间相对姿态确定。
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