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公开(公告)号：CN112849433B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011347311.7
申请日：2020-11-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法,转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标，通过地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值，并得到动量轮控制指令电压。采用动量轮前馈补偿方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值，在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小。
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公开(公告)号：CN107856883B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710842041.9
申请日：2017-09-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种卫星转动部件的角动量补偿方法，属于卫星姿态控制技术领域，包括如下步骤：(1)获取卫星转动部件对应的补偿角动量；(2)根据卫星的姿态角获取卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量；(3)根据所述卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量，生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令；(4)根据每一个动量轮分别对应的角动量控制指令控制动量轮进行偏转。
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公开(公告)号：CN107215482A
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201710418922.8
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明涉及一种利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，包含：S1、采用磁强计测量得到地磁场强度B，计算地磁场强度B的矢量在体坐标系中对时间的微分构造地磁场强度B的斜对称矩阵并求解该斜对称矩阵的伪逆矩阵S2、根据公式计算得到卫星本体坐标系相对惯性系的角速率矢量，即卫星角速率ω；S3、根据解算得到的卫星角速率ω，控制推力器的喷气宽度，对卫星进行喷气速率阻尼，将卫星角速率ω降低并控制在敏感器可工作的速率范围内。本发明采用磁强计测得的地磁场强度信息，来解算卫星角速率，并以此实现卫星的喷气速率阻尼；无需依赖陀螺组合信息，工作简单可靠，价格低廉。
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公开(公告)号：CN112550765B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202011352607.8
申请日：2020-11-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，包括：获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。通过卫星姿态遥测信息进行一系列分析计算，求解出卫星残余角动量与转动部件转动惯量。通过对转动部件转动惯量的修正，能显著提高卫星的在轨姿态稳定度。计算结果对载有大惯量转动部件的卫星在轨转动惯量估计和修正，提高姿态指向精度具有现实意义。
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公开(公告)号：CN109632186A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811567768.1
申请日：2018-12-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种大惯量转动部件的动不平衡特性在轨估计方法和设备，所述大惯量转动部件的动不平衡特性在轨估计方法包括：获取卫星刚体力矩；获取太阳电池挠性力矩；根据获取到的卫星刚体力矩和太阳电池挠性力矩获取卫星的干扰力矩；根据所述卫星的干扰力矩获取转动部件的动不平衡幅值和相位。本发明的方法和设备通过陀螺在轨测量信息进行数据的分析和处理，较之通过地面测试的方式更加高效且可靠，从而大大提高了其实用性，同时也极大的提高了卫星的可靠性和稳定性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109740189B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN201811511066.1
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02 , G06F111/08
Abstract: 一种量化比较姿态敏感器重构算法可靠性的方法，参照旁联系统建立“接力式”重构算法的可靠性模型，参照表决系统建立“表决式”重构算法的可靠性模型，计算“接力式”重构算法可靠性模型的可靠度Rs1(t)和平均失效间隔时间MTBFS1，计算“表决式”重构算法的可靠度Rs2(t)和平均失效间隔时间MTBFS2，计算“接力式”重构算法与“表决式”重构算法的可靠度差值ΔRs(t)和平均失效间隔时间差值ΔMTBF，选择可靠性高的重构算法。本发明建立“接力式”重构算法和“表决式”重构算法的可靠性模型，量化比较两种重构算法的可靠性，计算出两种重构算法的具体可靠性指标差值，为实际工程中选择使用提供理论依据。
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公开(公告)号：CN112849433A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202011347311.7
申请日：2020-11-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种卫星大惯量转动部件的不平衡幅值与相位的在轨调试方法,转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标，通过地面测量得到的转动部件动静不平衡量，给出动静不平衡产生干扰力矩的幅值和相位的估计值，并得到动量轮控制指令电压。采用动量轮前馈补偿方法，求得前馈指令电压调试参数的估计值，在求得的调试参数估计值的基础上，进行在轨注数微调前馈指令电压调试参数，使得卫星的角速度幅值有明显减小。
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公开(公告)号：CN107869999B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201711050657.9
申请日：2017-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 利用角速率估计信息的单套陀螺故障诊断方法，包括以下步骤：S1、设定卫星的姿态动力学模型、卫星的运动学模型和卫星的状态变量；S2、根据卫星的姿态动力学模型、卫星的运动学模型和卫星的状态变量建立状态方程和测量方程；S3、将所述状态方程和测量方程离散化；S4、根据离散化的状态方程和测量方程对测量的卫星的姿态角进行滤波，获得当前拍的姿态角和角速度的估计值；S5、测量卫星的惯性角速度，根据当前拍的角速度的估计值和预定阈值，来判断陀螺是否故障。
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公开(公告)号：CN107600464B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201710841818.X
申请日：2017-09-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，包含以下步骤：S1、利用星敏感器测量信息qbi、太阳在惯性系的方位qsi解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系的四元数qsd；S2、利用矢量坐标系转换到太阳矢量坐标系的四元数qsd、姿态机动最大角速度ωmax和飞轮输出力矩Mm特性计算参数根据参数规划姿态机动路径；S3、根据S2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量d的对日定向。作为利用太阳敏感器对日定向的补充定向手段，本发明系统简单可靠，且在阴影区就可实施对日定向的功能，弥补太阳敏感器不能不间断定向的缺陷。
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公开(公告)号：CN109625335A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811502386.0
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/36
CPC classification number: B64G1/363
Abstract: 本发明公开一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法。该方法包括：利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度进行实时估计；利用0‑1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位和卫星惯性角速度估计值，进行搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计信息控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。本发明利用惯性角速度估计信息和0‑1式太阳敏感器搜索太阳，再利用惯性角速度估计信息和模拟太阳敏感器捕获太阳，实现了卫星从异常姿态到捕获太阳，保证了卫星在全姿态模式下能源供应和卫星姿态稳定。
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