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公开(公告)号：CN107103152B
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN201710344055.8
申请日：2017-05-16
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 一种有利于抑制液体晃动的推力器安装布局方法，包含以下步骤：S1、对充液卫星的姿态进行动力学建模，利用等效单摆模型来分析储箱内液体燃料的小幅晃动对卫星姿态的影响；S2、根据S1建立的动力学模型，对姿控系统进行三轴独立分析和设计；S3、根据S2的结果，代入实际参数，计算出各推力器布局位置及推力大小。利用本发明提出的分析方法对卫星的姿控推力器进行安装布局，可有效避免储箱内液体燃料晃动出现“零极点倒置”的现象，有效提高姿态控制系统对液体燃料晃动的抑制能力。
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公开(公告)号：CN107643089A
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201710834218.0
申请日：2017-09-15
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种利用位置转台测量陀螺组合常值漂移的方法，该位置转台包含：外框、中框和内框，该方法包含：S1，将陀螺组合安装于中框或内框中，选中其中一个陀螺表头为目标陀螺表头，转动内框，使得目标陀螺表头指向转动至与垂直轴Z相垂直的平面内，采集目标陀螺表头的角增量，得出该目标陀螺表头的角速度，外框相垂直的位置设为目标陀螺表头的初始位置；S2，通过转动外框将目标陀螺表头指向转动至与其初始位置相反的位置处，得出在当前位置处目标陀螺表头的角速度；S3，剥离出地速在目标陀螺表头矢量方向的分量，得到目标陀螺表头常值漂移量。该方法分别对陀螺组合的每个表头的常值漂移与地速剥离，对陀螺组合的常值漂移进行标定。
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公开(公告)号：CN118114018A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410222260.7
申请日：2024-02-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F18/213 , G06F18/24 , H04B7/185 , H01Q1/00
摘要： 一种基于切片式序列生成的多类型目标天线跟踪方法，针对多类型目标的跟踪，通过首先进行天线跟踪目标分类，获取对应组数的天线跟踪目标参数，明确目标特征信息并生成各片切片式自主跟踪序列，分别进行星上时间判断、跟踪目标编号判断、遍历判断，以实现快速地适应星上多类型目标的序列跟踪，从而实现星上按照地面需求自主跟踪目标流程的设计与完善。
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公开(公告)号：CN107389069B
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN201710612514.6
申请日：2017-07-25
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双向卡尔曼滤波的地面姿态处理方法，包含：S1、建立陀螺测量模型；S2、建立星敏感器测量模型；S3、建立陀螺与星敏感器联合定姿的卡尔曼滤波状态方程和量测方程；S4、进行前向卡尔曼滤波递推过程，递推计算前向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S5、进行后向卡尔曼滤波递推过程，递推计算后向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S6、利用协方差权重滤波器，得到卫星的估计姿态四元数和真实角速度估计值，在地面实现卫星的姿态确定。本发明对在轨下传的星敏感器和陀螺的数据，采用双向卡尔曼滤波地面姿态处理方法，有效的提高姿态确定精度，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。
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公开(公告)号：CN105806369B
公开(公告)日：2018-07-17
申请号：CN201610338577.2
申请日：2016-05-20
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种星敏感器在轨光行差修正方法，包含以下步骤：根据上注的轨道参数计算得到星敏感器相对太阳的线速度，并计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量；根据星敏感器的姿态输出计算得到星敏感器的惯性指向；根据星敏感器的惯性指向计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量在星敏感器测量坐标系中的分量，并得到光行差引起的偏角值；根据光行差引起的偏角值计算得到星敏感器在轨光行差修正值，并根据此修正值在星敏感器姿态输出时对星敏感器在轨光行差进行修正。本发明能够有效提高星敏感器的测量精度。
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公开(公告)号：CN107389069A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710612514.6
申请日：2017-07-25
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双向卡尔曼滤波的地面姿态处理方法，包含：S1、建立陀螺测量模型；S2、建立星敏感器测量模型；S3、建立陀螺与星敏感器联合定姿的卡尔曼滤波状态方程和量测方程；S4、进行前向卡尔曼滤波递推过程，递推计算前向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S5、进行后向卡尔曼滤波递推过程，递推计算后向卡尔曼滤波的估计姿态四元数和真实角速度估计值；S6、利用协方差权重滤波器，得到卫星的估计姿态四元数和真实角速度估计值，在地面实现卫星的姿态确定。本发明对在轨下传的星敏感器和陀螺的数据，采用双向卡尔曼滤波地面姿态处理方法，有效的提高姿态确定精度，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。
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公开(公告)号：CN107103152A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710344055.8
申请日：2017-05-16
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 一种有利于抑制液体晃动的推力器安装布局方法，包含以下步骤：S1、对充液卫星的姿态进行动力学建模，利用等效单摆模型来分析储箱内液体燃料的小幅晃动对卫星姿态的影响；S2、根据S1建立的动力学模型，对姿控系统进行三轴独立分析和设计；S3、根据S2的结果，代入实际参数，计算出各推力器布局位置及推力大小。利用本发明提出的分析方法对卫星的姿控推力器进行安装布局，可有效避免储箱内液体燃料晃动出现“零极点倒置”的现象，有效提高姿态控制系统对液体燃料晃动的抑制能力。
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公开(公告)号：CN109655080B
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN201811527132.4
申请日：2018-12-13
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明涉及一种数字式太阳敏感器在轨标定方法，包含：S1、根据星上时间和太阳星历数据，计算J2000惯性系下的太阳矢量；S2、根据星敏感器四元数，计算卫星本体系下的太阳矢量投影；S3、计算理论测量系下的太阳矢量投影；S4、结合数字式太阳敏感器的参数，计算数字式太阳敏感器的理论质心坐标；S5、修正数字式太阳敏感器的在轨质心坐标；S6、计算数字式太阳敏感器相对理论测量系的安装偏差角；S7、采用伪逆修正数字式太阳敏感器的参数；S8、优化数字式太阳敏感器的质心原点坐标。本发明利用实际在轨测量数据标定数字式太阳敏感器的参数，有效提高在轨数字式太阳敏感器的测量精度。
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公开(公告)号：CN107628273B
公开(公告)日：2019-06-04
申请号：CN201710889753.6
申请日：2017-09-27
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种基于可变控制周期的卫星姿态控制方法，其包含以下步骤：S1、根据任务需求，选取相应的控制周期和控制器参数；S2、利用陀螺原始采集数据，根据控制周期计算惯性角速度；S3、利用姿态敏感器输出的姿态信息，计算卫星姿态确定角；S4、利用S2中得到的惯性角速度以及S3中得到的姿态确定角，计算控制力矩；S5、利用控制力矩，向执行机构发送控制脉宽；S6、返回步骤S1重复新一轮的卫星姿态控制，以实现卫星变周期姿态控制。其优点是：根据不同的任务需求选取不同的控制周期和控制器参数，突破了姿态控制任务的计算量与计算机硬件条件的制约，完成高精度变轨控制和高精度长期可靠对地观测任务。
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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
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/244
摘要： 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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