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公开(公告)号：CN114527653B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202210086759.0
申请日：2022-01-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种基于双超平台的两舱连续机动路径规划优化方法，包括如下步骤：步骤1：根据载荷舱的连续机动角度的要求，设计载荷舱机动路径；步骤2：根据平台舱的机动角度的要求和控制力矩陀螺的工作特点，设计平台舱机动路径；步骤3：根据载荷舱与平台舱间的夹角变化，对平台舱机动路径进行优化设计。本发明解决了双超平台卫星解锁状态下，载荷舱以磁浮作动器为执行机构、平台舱以控制力矩陀螺为执行机构，整星进行连续推扫成像时，载荷舱和平台舱协同步进的路径规划问题。
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公开(公告)号：CN118013250A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202311862312.9
申请日：2023-12-29
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F18/213 , G06F16/2458
Abstract: 本发明提供了一种空间目标光亮度特征处理方法及系统，包括步骤S1：获取空间目标的光亮度测量数据；步骤S2：基于测量数据对光亮度特征进行处理。本发明规范了空间目标窄带雷达回波特征的提取方法，可用于指导空间目标光亮度数据的提取和分析软件设计，具有良好的适用性和通用性；改变了空间目标光亮度数据提取方式各异的现状，所提供的灵活、快速的空间目标光亮度特征处理方法使得空间目标光亮度数据的应用分析更为快捷方便，使空间目标光亮度数据得以有效利用，具有较高的实用性。
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公开(公告)号：CN117163324A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311085427.1
申请日：2023-08-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种双超卫星不同规格作动器组合分配方法和系统，包括：1)根据控制模式需求，计算作动器需要输出的合力和合力矩大小；2)分别根据不同规格作动器的分配矩阵，计算不同组合情况下的各路作动器的输出力，并统计不同作动器组合中单路作动器输出力的最大幅值；3)根据输出力的最大值，选择对应规格的作动器组合作为当前拍的执行机构。本发明解决了双超卫星快速机动和高精度稳定控制情况下对作动器不同要求的问题。
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公开(公告)号：CN117029880A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311044741.5
申请日：2023-08-17
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种星上对目标姿态的定标方法和系统，包括：步骤1：根据起始纬度幅角、结束纬度幅角以及卫星标定总时长确定每一个标定点对应的时间；步骤2：根据目标惯性空间位置和卫星的轨道确定初始定标点的惯性姿态；步骤3：根目标半径和卫星与目标的距离计算得到半视场角，进而计算得到不同定标点对应的惯性姿态；步骤4：根据得到的定标过程不同位置处的姿态，通过计算相机视场扫描的控制指令角速度及角加速度，得到卫星定标过程的姿态变化曲线。本发明通过对目标中心及边界进行扫描，通过对中心及边界共九个点进行定标，提高了定标的准确度；同时本发明设计了对目标姿态定标的最短路径，提高相机标定效率且降低控制系统成本。
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公开(公告)号：CN114577234B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202210080148.5
申请日：2022-01-24
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种卫星相对姿态基准误差分析方法，包括步骤S1：根据任务的不同需求，建立适用快速机动的陀螺相对姿态基准误差模型；步骤S2：在机动任务前联合光学敏感器进行陀螺零偏估计，分析对姿态基准精度影响；步骤S3：针对陀螺标度因数误差和未校准偏差引起的姿态基准误差进行量化分析；步骤S4：针对姿态基准误差进行量化分析之后建立陀螺随机测量模型；步骤S5：利用陀螺随机测量模型进行姿态估计，通过陀螺状态估计方程建立陀螺随机误差统计模型；步骤S6：在快速机动过程中，利用陀螺随机误差统计模型对陀螺姿态角基准总误差进行定量分析。本发明解决了对随机误差影响姿态基准误差进行量化分析的问题，可以应用于各种航天器快速机动过程中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113720350B
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202110885877.3
申请日：2021-08-03
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种多头星敏感器在轨测量精度评估方法和系统，包括获取在轨测量数据、在轨数据有效性识别、光行差修正、曝光时间同步、光轴和横轴夹角计算、星敏感器常值偏差评估、星敏感器热弹性误差和视场空间误差评估和噪声等效角误差评估。本发明可有效规避星敏感器安装形变引起的误差、航天器控制误差等外界因素，不涉及组合定姿运算，能够剥离卫星运动问题，且不需要航天器轨道信息，该方法能够准确评估星敏感器常值偏差、热弹性误差、视场空间误差和噪声等效角误差。
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公开(公告)号：CN112684697B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202011475972.8
申请日：2020-12-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种分体式卫星在轨两舱转动惯量辨识方法及系统，用于测定卫星两舱分离后的两舱绕各自质心的转动惯量，包括步骤：将卫星两舱间重复锁紧机构断电，给两舱间磁浮作动器通电，产生大小已知的磁控力偶，驱动两舱转动；控制系统保持开环不控，采集两舱三轴角速度信息，拟合角速度曲线，微分得到三轴角加速度曲线；结合磁浮作动器输出磁控力偶信息和三轴角加速度解算得到两舱转动惯量。本发明通过两舱转动惯量在轨辨识方法的设计，实现两舱转动惯量的精确辨识，为卫星在轨的姿态控制提供动力学数据支撑，克服了在地面上受限于重力和展开部件的影响，难以准确辨识的技术难题。
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公开(公告)号：CN112977888B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202110229965.8
申请日：2021-03-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种舱间磁浮控制力需求估算方法，包括如下步骤：计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求；计算用于两舱质心平动控制的控制力需求；计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求；将上述四类控制力需求结合磁浮作动器安装方式进行力矢量叠加，结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵，并考虑一定设计安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果；根据舱间电磁吸盘断电后残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求下限估算结果。该估算结果可作为舱间磁浮作动器的设计依据，具有很强工程意义。
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公开(公告)号：CN111157199B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201911294664.2
申请日：2019-12-16
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明提供了一种柔性电缆刚度测定试验方法，包括：模拟失重步骤：模拟失重环境，使运动舱在平面内进行运动；激励步骤：以设定的幅值对运动舱进行周期性激励；运动监测步骤：测量运动舱相对固定舱的转角和位移；分离步骤：将测量后的激励运动和非激励运动分离，得到非激励运动；稳态控制步骤：根据非激励运动，控制运动舱在运动期间不与固定舱发生碰撞，得到稳态控制指令；执行步骤：根据周期性激励和稳态控制指令控制力和力矩，将力和力矩分配到每一路作动器；计算步骤：采集固定舱电缆端的力和力矩，根据周期性激励的幅值，计算得到柔性电缆刚度系数矩阵。本发明为后续双超卫星型号舱间电缆的选用和干扰分析提供参考依据和计算模型。
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公开(公告)号：CN113325339A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110444305.1
申请日：2021-04-23
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01R31/72
Abstract: 本发明提供了一种利用悬挂法的磁浮作动器极性测试装置，包括：悬挂组件、磁浮作动器和位移传感器，根据位移传感器判断电流作用下磁钢组件偏移当地垂线的方向，判断磁浮作动器输出力的极性。本发明还提供了一种利用悬挂法的磁浮作动器极性测试方法，包括如下步骤：将磁浮作动器的磁钢组件安装在悬挂绳的托盘上，磁浮作动器的线圈组件安装在侧壁上分别给磁浮作动器的X向线圈通正向和负向两个方向、大小恒定电流，通过X向位移传感器判断其输出力的极性；分别给磁浮作动器的Y向线圈通正向和负电流，通过Y向位移传感器判断其输出力的极性。本发明实现快速、直观地测试磁浮作动器输出力的极性，保证磁浮作动器装星极性正确。
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