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公开(公告)号：CN109901819B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN201811603367.7
申请日：2018-12-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F8/20
摘要： 一种状态参数在大型复杂软件的设置方法，通过下述方式实现：将待处理大型复杂软件根据其实现的功能细化为多个主模式；根据每个主模式功能实现的方式，把每个主模式细化为多个子模式，并统计各子模式功能实现需要的参数；制定一个表格，表格中的列为模式字，行为上述统计的所有参数；所述的模式字包括主模式和子模式；在表格中对每个模式下功能实现需要的参数进行标记；设计参数设置函数，通过该函数确定表格中的参数在各个模式中是否使用，若使用，则给对应的参数赋值。
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公开(公告)号：CN107499536A
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201710707624.0
申请日：2017-08-17
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种偏置动量卫星高精度跟踪控制偏流角的方法，包含如下步骤：S1，获取当前轨道位置偏流角理论值β；S2，实时采集卫星的偏置动量飞轮产生的角动量，所述的偏置动量飞轮安装在卫星的俯仰轴上；S3，计算安装在卫星滚动轴的滚动轴飞轮的控制转速。本发明能够能使光学有效载荷不降指标进行工作，同时扩展了偏置动量卫星的用途，为延长卫星寿命提供了新的方法途径。
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公开(公告)号：CN113193899A
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202110239882.7
申请日：2021-03-04
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： H04B7/185
摘要： 本发明涉及一种分时复用的卫星遥测方法和设备，所述分时复用的卫星遥测方法包括：将卫星遥测资源划分为不同的类型区域；根据划分后的类型区域，按照预设规则进行数据下传。所述预设规则包括：固定下传、复用下传和/或组合下传。所述分时复用的卫星遥测设备包括：划分模块，用于将卫星遥测资源划分为不同的类型区域；传输模块，用于根据划分后的类型区域，按照预设规则进行数据下传。本发明的卫星遥测方法和设备能够更加高效且可靠的进行遥测数据的下传，从而提高卫星监测的准确度。
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公开(公告)号：CN106379560B
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201610784469.8
申请日：2016-08-30
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四元数信息的喷气控制方法，实现卫星对日安全模式下转对地定向机动控制，即重捕地球控制，其包含以下步骤：S1、以四元数描述卫星由当前姿态切换到目标姿态的三轴控制用姿态；S2、以陀螺角速度结合当前卫星姿态信息解算卫星相对轨道坐标系角速度矢量；S3、设计喷气控制算法，实现卫星对日定向转对地定向的最短路径机动控制。其优点是：通过以四元数描述卫星当前姿态与对地定向基准之间的姿态偏差，调用喷气姿态控制算法，实现喷气重捕地球控制，简化了姿态控制流程，缩短了重捕所需的时间。
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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：CN109857640B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN201811627999.7
申请日：2018-12-28
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原型设计的嵌入式代码提前验证方法，步骤包括：(1)配置编译单元，(2)管理单元智能分析与录入，(3)智能筛选出最优容量本地环境，(4)生成测试驱动脚本，(5)编译生成可执行文件，(6)在SFUNCTION中嵌入可执行文件，与原型设计结果进行比对判断，结果一致则表示功能性设计正确，否则表征功能性设计错误。本发明丰富了嵌入式软件功能性验证的手段，降低了嵌入式软件功能性验证对硬件的依赖性，使得嵌入式软件验证工作可以提前至方案阶段，通过约束性接口设计以及智能化筛选出最优容量编译环境，提升了软件测试效率。
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公开(公告)号：CN109857640A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201811627999.7
申请日：2018-12-28
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原型设计的嵌入式代码提前验证方法，步骤包括：(1)配置编译单元，(2)管理单元智能分析与录入，(3)智能筛选出最优容量本地环境，(4)生成测试驱动脚本，(5)编译生成可执行文件，(6)在SFUNCTION中嵌入可执行文件，与原型设计结果进行比对判断，结果一致则表示功能性设计正确，否则表征功能性设计错误。本发明丰富了嵌入式软件功能性验证的手段，降低了嵌入式软件功能性验证对硬件的依赖性，使得嵌入式软件验证工作可以提前至方案阶段，通过约束性接口设计以及智能化筛选出最优容量编译环境，提升了软件测试效率。
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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：CN109649690B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201811612363.5
申请日：2018-12-27
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飞轮构型的卫星高精度递阶饱和姿态控制方法和系统，该方法包括：根据控制请求和/或飞轮健康状态信息，选择飞轮组合；获取飞轮组合信息及卫星的姿态信息；根据飞轮组合信息及卫星的姿态信息，解算得到三轴指令力矩；根据所选择的飞轮组合，将所述三轴指令力矩分解至各个飞轮，作为各飞轮的飞轮指令力矩；对各飞轮的飞轮指令力矩进行积分，得到各飞轮的飞轮指令角动量；并对得到的各飞轮的飞轮指令角动量进行等比例限幅；根据等比例限幅后的飞轮指令角动量，对卫星进行高精度递阶饱和姿态控制。本发明利用星敏感器提供的姿态角信息进行卫星姿态的高精度控制，适用于不同飞轮组合的情况。
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公开(公告)号：CN109489661B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201811302421.4
申请日：2018-11-02
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C21/16
摘要： 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，涉及卫星姿态确定技术领域；包括如下步骤：步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值；步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移；步骤三、计算陀螺组合的常值漂移；步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值；n为正整数，且3≤n≤5；本发明解决了卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时估计陀螺组合常值漂移的问题。
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