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公开(公告)号：CN112747732B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202011387650.8
申请日：2020-12-01
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明提供陀螺角速率随机游走和速率斜坡系数的计算方法，包含步骤：S1、在星上计算航天器本体相对于基准系的基准系三轴角速度；S2、基于所述基准系三轴角速度生成三轴陀螺角速度积分值并遥测下传至地面；S3、基于所述三轴陀螺角速度积分值计算航天器三轴Allan方差，分别对所述三轴的Allan方差进行拟合，得到航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数。本发明中在星上计算每个积分周期末节拍的三轴陀螺角速度积分值并下传至地面，大大减少了地面的数据处理量，且计算得到的航天器三轴角速率随机游走系数及速率斜坡系数满足高精度需求。
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公开(公告)号：CN112016163A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010927581.9
申请日：2020-09-07
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种基于数据驱动的卫星帆板展开仿真模拟方法，包含：S1、确定并获取帆板展开动力学仿真的原始输入量；S2、在帆板展开过程中，以刚体动力学模型作为卫星动力学模型，对所述原始输入量进行多项式插值拟合，得到每一个仿真时刻作用于刚体动力学模型的仿真输入量；S3、在帆板展开后，以刚柔耦合动力学模型作为卫星动力学模型，计算振动模态初值，作为刚柔耦合动力学模型的积分初值；S4、制定帆板展开的模拟时序流程。本发明在保证仿真实时性的同时，能够更真实的模拟帆板的展开过程以及在此过程中对卫星的影响，提高仿真可信度。
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公开(公告)号：CN106155074B
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201610670363.5
申请日：2016-08-15
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，包含步骤：根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；根据卫星轨道和卫星极性定义，建立对日定向基准坐标系，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数；计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数；根据误差四元数的符号，进行姿态基准追踪；当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。本发明能够保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径。
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公开(公告)号：CN107554820A
公开(公告)日：2018-01-09
申请号：CN201710786520.3
申请日：2017-09-04
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/26
摘要： 本发明公开了一种基于增益在线估计的卫星自主轨道保持方法，其包含：S1、得到卫星轨道的平均轨道六根数；S2、当平半长轴相比参考半长轴衰减到一定阈值时，置允许轨道控制标识；S3、如果当前时刻的轨道平近点角表明卫星处于轨道的远地点时，进入轨道保持控制；S4、若是轨道保持控制的第一个控制周期，则根据当前轨道平半长轴的衰减程度计算得到需要的半长轴增量，采用可在线更新的轨道控制增益计算轨控的喷气时长；若否，判断当前轨道控制喷气时间是否达到了轨控的喷气时长，如果未达到，则继续喷气，如果已经达到，则置轨控结束标志，退出轨控；S5、计算目标半长轴改变量和实际半长轴改变量的偏差，通过轨道控制增益更新律改变轨道控制增益。
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公开(公告)号：CN107228672A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710500466.1
申请日：2017-06-27
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明涉及一种适用于姿态机动工况下的星敏和陀螺数据融合方法，基于最小二乘原理，确定星敏测量增益系数；基于上节拍估计姿态和当前陀螺测量角速度，一步递推得到当前拍姿态；融合星敏测量姿态数据和陀螺递推姿态数据。本发明采用最小二乘法，将星敏数据和陀螺积分数据进行融合，利用陀螺积分姿态噪声小的特点提高姿态估计精度，利用星敏测量值准确的特点来保持姿态不发散，解决现有扩展卡尔曼滤波算法在姿态机动期间姿态估计不准确的问题。
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公开(公告)号：CN106542120A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610877412.2
申请日：2016-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/32
CPC分类号： B64G1/32 , B64G2001/245
摘要： 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。
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公开(公告)号：CN115626303A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211185218.X
申请日：2022-09-27
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种采用电推的地球同步轨道倾角保持方法，包括：确定每天电推最小工作时长和最大工作时长；确定并判断电推南北位保策略生成的时机；在轨控策略生成时机窗口内，计算轨道保持策略；根据所计算的轨道策略，在满足相应条件的轨道幅角处执行相应的电推发动机的开关指令。本发明能够在不额外消耗燃料的情况下，实现1°的初始轨道消偏，同时还能使每天电推工作时长和工作间隔均匀，有利于整星能源平衡。
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公开(公告)号：CN110554974B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201910725402.0
申请日：2019-08-07
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F12/02 , G06F12/1081
摘要： 本发明公开了一种提升全数字卫星姿轨控软件运行平台运行倍数的方法，其中读操作步骤包括：向地址线输出目标读取地址，同时读信号置位；检测到读信号被置位后，立即完成地址译码并输出片选信号；检测到读信号后，完成地址线锁存，并将目标地址内的数据发送至数据线；在固定时间后通知CPU取数；写操作步骤包括：向地址线输出目标写入地址，向数据线输出目标写入数据，同时写信号置位；检测到写信号被置位后，立即完成地址译码并输出片选信号；检测到写信号后，完成地址线和数据线锁存，并按照数据线和地址线的数据完成写操作；在固定时间后通知CPU写数。该方法保证了系统运行的高效准确，同时具备进一步提升全数字平台运行效率的能力。
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公开(公告)号：CN107747946B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201710909799.X
申请日：2017-09-29
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，包含：S1，将轨道等分为N份，并得到N+1个样点；S2，若航天器的当前位置处于样点，计算当前时刻，待补偿星敏与基准星敏之间的姿态转移四元数，并计算所述的姿态转移矩阵与标称姿态转移四元数的偏差，得到所述的待补偿星敏与基准星敏的系统误差；S3，基于所述的N+1个样点，采用线性插值算法，反演得到轨道任任意位置待补偿星敏与待补偿星敏与基准星敏的系统误差，并进行补偿。
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公开(公告)号：CN111942619A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010928003.7
申请日：2020-09-07
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明涉及一种基于修正伪逆矩阵的冗余飞轮组合的角动量分配方法，包含：S1、基于伪逆矩阵结合零运动的飞轮角动量分配算法，根据三轴指令力矩，计算冗余飞轮组合中的每台飞轮的参考驱动力矩；S2、根据每台飞轮的参考驱动力矩、每台飞轮的当前角动量以及每台飞轮的角动量上限，构建饱和变量，评价每台飞轮接近角动量饱和的程度；利用饱和变量计算性能指标修正系数，并利用饱和变量和性能指标修正系数得到修正后的伪逆矩阵；S3、根据修正后的伪逆矩阵，计算冗余飞轮组合中的每台飞轮的驱动力矩。本发明能有效解决冗余飞轮组合在引入零运动后，单台飞轮角动量利用率显著下降的问题，可显著延长给定力矩的输出时间。
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