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公开(公告)号：CN112141367B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202011056016.6
申请日：2020-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种姿态轨道控制软件在轨编程方法，包括：将姿态轨道控制软件的运行文件划分为若干个结构库文件；将每一所述结构库文件划分为若干个功能库文件；替换所述功能库文件，以对所述姿态轨道控制软件进行在轨编程。本发明既可以实现对姿态轨道控制软件所有功能的在轨编程，又可以实现在轨编程数据的在轨固化，同时还可以使姿态轨道控制软件回退到未在轨编程前的版本。
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公开(公告)号：CN111060796B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201911262362.7
申请日：2019-12-11
申请人： 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01R31/26
摘要： 本发明实施例提供了一种用于光敏三级管空间位移效应检测方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：将辐照电路单元送入位于质子加速器束流出口处；其中，辐照电路单元包括：光电转换单元、电压采集单元、偏置电路以及至少两个光敏三级管；步骤2：加工作电压对辐照电路单元进行辐照前通电测试，确保其能正常工作；步骤3：开始质子辐照试验，试验过程中通过路径选通切换单元实时记录采样电压；步骤4：改变试验条件，测试光敏三级管质子辐射下的测试数据。
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公开(公告)号：CN112141367A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011056016.6
申请日：2020-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种姿态轨道控制软件在轨编程方法，包括：将姿态轨道控制软件的运行文件划分为若干个结构库文件；将每一所述结构库文件划分为若干个功能库文件；替换所述功能库文件，以对所述姿态轨道控制软件进行在轨编程。本发明既可以实现对姿态轨道控制软件所有功能的在轨编程，又可以实现在轨编程数据的在轨固化，同时还可以使姿态轨道控制软件回退到未在轨编程前的版本。
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公开(公告)号：CN112061425A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010935437.X
申请日：2020-09-08
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，包括:计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角β，其中，所述星地矢量为卫星到地球中心的矢量；获取遮光罩的杂散光抑制角α，其中，所述遮光罩安装在所述星敏感器上；计算所述星地矢量与从卫星指向地球且与地球表面相切的矢量的夹角θ；判断β与α+θ的大小关系，若β≤α+θ，则确定该区域为星敏感器受地气光影响的区域；本方案采用敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，从系统层面隔离受地气光干扰影响的星敏感器测量数据，不改变硬件配套和硬件配置，设计算法简单、通用性强，能够解决遭遇地气光干扰时敏捷小卫星星敏感器测量精度下降，引起平台姿态波动的问题。
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公开(公告)号：CN109018441A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201811067796.7
申请日：2018-09-13
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
CPC分类号： B64G1/24 , B64G2001/245
摘要： 本发明公开了一种卫星任意姿态机动过程偏流角跟踪控制方法，该控制方法包括以下步骤：步骤1：计算姿态机动过程的标称姿态四元数；步骤2：考虑偏流角重新计算目标姿态四元数；步骤3：实时迭代计算转过标称偏流角后的目标姿态四元数；步骤4：计算姿态机动控制律。本发明采用四元数描述相机偏流角控制问题，避免了欧拉角的局限性；允许指定任意机动转轴和机动角速度，由星上自主实时进行动态姿态规划；基于迭代思想进行动态姿态规划，提高了偏流角计算精度；基于角加速度前馈思想设计高动态姿态机动控制算法，提高了偏流角跟踪控制精度。整套算法均由星上自主实时计算，提高了实际应用的灵活性。
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公开(公告)号：CN106542120B
公开(公告)日：2018-11-02
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
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：CN118625358A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410894368.0
申请日：2024-07-04
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种在轨卫星星上自主相对指向跟踪的计算方法。卫星根据任务工况以及载荷安装情况，越来越多的在轨任务要求卫星具备对其他卫星或者航天器进行在轨实时跟踪、实时指向的需求。由于卫星间轨道的不同，原来的基于轨道坐标系进行的姿态确定和控制已经不能满足指向的要求，无法完成预定对目标卫星的观测、视线跟踪的任务。本发明提供了一种基于卫星的轨道确定和星间相对测量设备的数据，进行相对指向跟踪的方法，方法可直接应用在卫星的相对运动姿态控制上，完成对目标卫星或者航天器的实时在线观测，具备较强的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116659483A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310298712.5
申请日：2023-03-24
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法，包括如下步骤：对卫星进行主要摄动力分析，同时考虑星载计算机容量和系统实时性要求，进行近地卫星轨道动力学建模，作为状态方程；对非线性连续系统推导离散型线性卡尔曼滤波方程，采用先线性化后离散化的途径，推导状态方程的离散化表达式，并合理简化；观测量选取，获取星上地球敏感器直接测量量和星敏感器测量的姿态信息，通过坐标转换，转换到参考直角坐标系下；建立自主导航系统的观测方程，通过一阶泰勒展开将观测方程线性化，并根据状态估计中间变量获取一步递推值；在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，并进行各项参数整定，进行各轴运动状态估计，完成自主导航设计。
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公开(公告)号：CN111319793B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202010116777.X
申请日：2020-02-25
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了敏捷卫星多种工作模式姿态基准通用设计方法，其包括如下步骤：根据卫星到目标矢量的空间分布确定空间基准矢量，建立卫星目标坐标系，求取参考坐标系到卫星目标坐标系的姿态四元数，求取载荷指向目标的姿态四元数，作为卫星姿态控制的姿态基准。与现有技术相比，本发明给出了姿态基准的通用设计方法，利用该方法可以得到适用于多载荷、多目标指向任务的控制姿态基准，设计算法简单、程序流程分支少、测试容易、且通用性强。
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公开(公告)号：CN111982128B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202010849317.8
申请日：2020-08-21
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种陀螺安装矩阵的在轨标定方法及星载软件，所述标定方法包括:获取卫星在第一工况下的第一期望角速度在轨遥测数组，记为{ω1or1，ω1or2···ω1orN}；获取陀螺在第一工况下的第一实测角速度在轨遥测数组，记为{ω1ob1，ω1ob2···ω1obN}；获取卫星在第二工况下的第二期望角速度在轨遥测数组，记为{ω2or1，ω2or2···ω2orN}；获取陀螺在第二工况下的第二期望角速度在轨遥测数组，记为{ω2ob1，ω2ob2···ω2obN}，其中，陀螺安装在卫星上；根据第一期望角速度在轨遥测数组、第一实测角速度在轨遥测数组、第二期望角速度在轨遥测数组以及第二期望角速度在轨遥测数组计算得到安装矩阵；根据安装矩阵计算得到与安装矩阵对应的安装四元数，其中，陀螺测量结果可根据安装四元数重新计算卫星角速度，以减小陀螺在卫星上的安装偏差。
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