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公开(公告)号：CN111319801B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010163447.6
申请日：2020-03-10
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，包括如下步骤：S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差，当所述轨道偏差超过偏差预设值时，转入S2；S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量；S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。本发明方法实现了有限计算资源下的中途修正策略自主制定及实施，方法简单可行，提高了无地面支撑情况下的火星探测可靠性。
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公开(公告)号：CN111483617A
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN202010274480.6
申请日：2020-04-09
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法，属于火星探测姿态控制技术领域，包含以下步骤：S1、根据探测器长期稳态为X轴指向太阳、-Z约束对地的对日基准以及太阳翼可按照Y轴进行一维驱动的约束，将三维机动欧拉轴进行分解，保障机动过程太阳矢量最长时间在XOZ平面内，以保障在太阳翼一维驱动支撑下，最大性能的跟踪太阳，实现光照最优；S2、按照S1中投影分解的方案，分段规划姿态机动路径，结合飞轮最大能力，实现快速姿态机动。本发明以姿态机动过程最大程度保证太阳翼法线指向太阳为目标，综合考虑过程能源消耗，方法简单可行，为火星探测提供一种有效能源保障的在轨实施预案。
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公开(公告)号：CN111319801A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010163447.6
申请日：2020-03-10
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，包括如下步骤：S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差，当所述轨道偏差超过偏差预设值时，转入S2；S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量；S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。本发明方法实现了有限计算资源下的中途修正策略自主制定及实施，方法简单可行，提高了无地面支撑情况下的火星探测可靠性。
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公开(公告)号：CN117682107A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311803328.2
申请日：2023-12-25
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明提供一种任意轴向姿态机动递阶饱和角速度限幅方法，包含步骤：S1、基于卫星最大转动惯量Imax和执行机构可提供的最大角动量Hmax，获得任意欧拉轴方向姿态机动角速度限幅值ωmax；S2、基于执行机构可提供的最大控制力矩Tmax和ωmax，分别针对卫星本体系三个体轴方向设计递阶饱和控制律，获取三个体轴方向用于机动任务的控制参数；S3、计算卫星从当前姿态到目标姿态的姿态偏差四元数qerr，根据qerr计算当前空间机动欧拉轴方向向量Veuler，对Veuler进行归一化处理，得到空间机动欧拉轴方向单位向量ueuler；S4、根据控制参数与ueuler，计算当前机动欧拉轴方向姿态偏差限幅参数qmax_euler；S5、基于递阶饱和算法，计算当前机动欧拉轴方向姿态机动的控制力矩指令Tc。
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公开(公告)号：CN111399525B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202010120453.3
申请日：2020-02-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明涉及兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，在闭环控制阶段，对地天线根据实时计算得到的参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪；当前时刻距离预设的轨控时刻小于第一预设时间段时，进入偏置阶段，在偏置阶段，设置对地天线偏置到安全角度，并在当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段时，判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。通过本发明提供的方法，在长期飞行阶段对地天线可闭环跟踪并精确指向地球，保障通讯链路通畅；在轨控期间可自主偏置到安全位置，避免天线铰链受到较大推力冲击折断。
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公开(公告)号：CN111516908B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010120471.1
申请日：2020-02-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明提供了一种适用于火星探测器推进系统的故障诊断方法，所述火星探测器包括两台加速度计和三套陀螺，所述火星探测器推进系统包括轨控推力器和姿控推力器，该方法根据两台加速度计的测量值，判断轨控推力器正常；三台陀螺的测量值，判断姿控推力器正常。敏感器与推进系统的推力状态进行联合故障诊断，提高轨道控制的可靠性。
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公开(公告)号：CN117892502A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311806773.4
申请日：2023-12-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/20 , B64G1/10 , B64G1/24 , G05D1/49 , G06F119/14 , G06F119/12
摘要： 本发明公开了一种稳态对日机动对地卫星的角动量管理方法，该方法包含：当卫星当前处于稳态对日定向模式时，计算磁卸载所需要的磁矩分量MH；计算当前姿态下卫星所受的重力梯度力矩TG；计算使用磁力矩器输出力矩抵消重力梯度力矩TG所需要的磁矩分量MG；基于执行机构角动量管理逻辑，结合上述计算结果计算卫星不同工作状态下的理想磁矩Mc；根据实际磁矩输出能力对理想磁矩Mc进行限幅处理，形成最终输出给磁力矩器的磁矩指令Mout。其优点是：在角动量管理过程中，该方法一方面对角动量进行卸载，另一方面通过干扰补偿防止角动量继续积累，避免卸载效果被干扰力矩“中和”的问题，大大提高角动量卸载效率，对频繁机动任务需求适应性更强。
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公开(公告)号：CN116880525A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310857065.7
申请日：2023-07-12
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种飞轮与3台控制力矩陀螺联合姿态机动控制方法，包括：获取并根据控制力矩陀螺安装矩阵，绘制奇异面分布图；以飞轮角动量矢量顶点为机动起点，在控制力矩陀螺群动量体内部寻找最大可供使用的角动量运动空间；根据选定的角动量运动起点，反算飞轮补偿所需的偏置转速和对应的控制力矩陀螺群初始框架角；在喷气控制保护下，通过地面注数完成飞轮起旋和所述控制力矩陀螺群初始框架角调整，建立姿态控制的初始状态；保持飞轮转速不变，根据控制力矩陀螺群的角动量运动空间和力矩输出能力，地面注数完成控制力矩和机动角速度限幅设置后，将控制力矩陀螺群接入闭环进行姿态控制。本发明在卫星剩3台控制力矩陀螺时，维持卫星姿态机动。
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公开(公告)号：CN117891285A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311663713.1
申请日：2023-12-06
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 一种敏捷平台适用的控制力矩陀螺群定向奇异逃离操纵律计算方法，以n台按一定构型安装的控制力矩陀螺群为控制对象，步骤为：1、根据陀螺群当前实际框架角位置，计算力矩矩阵；2、将陀螺群实际构形状态下的初始框架角作为操纵律驱动的目标框架角，计算实际框架角到目标框架角的误差向量；3、根据星载软件运行周期和控制力矩陀螺框架最高转速，计算向目标框架角运动的期望定向框架转速4、构建基于输出力矩误差和定向框架运动误差联合最优的二次型指标，并设计两项误差项的分配系数矩阵；5、采用偏导计算求解二次型指标最优时的框架转速，得到定向奇异逃离操纵律的计算公式。本发明能够兼顾奇异姿态逃离与框架定向运动，具有很强的适应性。
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公开(公告)号：CN111483617B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010274480.6
申请日：2020-04-09
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种适用于火星探测的光照最优姿态机动路径规划方法，属于火星探测姿态控制技术领域，包含以下步骤：S1、根据探测器长期稳态为X轴指向太阳、‑Z约束对地的对日基准以及太阳翼可按照Y轴进行一维驱动的约束，将三维机动欧拉轴进行分解，保障机动过程太阳矢量最长时间在XOZ平面内，以保障在太阳翼一维驱动支撑下，最大性能的跟踪太阳，实现光照最优；S2、按照S1中投影分解的方案，分段规划姿态机动路径，结合飞轮最大能力，实现快速姿态机动。本发明以姿态机动过程最大程度保证太阳翼法线指向太阳为目标，综合考虑过程能源消耗，方法简单可行，为火星探测提供一种有效能源保障的在轨实施预案。
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