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公开(公告)号：CN114955008B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210554564.4
申请日：2022-05-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
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公开(公告)号：CN114987800A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210556420.2
申请日：2022-05-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种基于滑模干扰观测的航天器高精度姿态控制方法，包括：确定航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差；PD控制器根据航天器的姿态角误差、航天器的角速度误差，确定不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用干扰估计值、不考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩；利用总干扰、干扰时航天器系统的姿态控制力矩，确定航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，进而完成航天器高精度姿态控制；干扰观测器利用航天器的三轴姿态角、航天器的角速度，确定干扰估计值，该干扰估计值反馈后，用于确定考虑干扰时航天器系统的姿态控制力矩，实现闭环控制。
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公开(公告)号：CN106919055B
公开(公告)日：2019-10-01
申请号：CN201710253762.6
申请日：2017-04-18
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种卫星采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构时，基于鲁棒伪逆操纵率的单框架控制力矩陀螺故障预案设计方法，首先根据控制力矩陀螺群的构形和各个单框架控制力矩陀螺框架轴的方向布置，确定陀螺群的角动量H与力矩矩阵C；然后设计鲁棒伪逆操纵率；最后针对控制力矩陀螺在轨易出现的故障：通断故障、内转子转速不稳定故障、通讯故障、外框架卡死、外框架转速不变故障，基于鲁棒伪逆算法，通过星上自主诊断和预案设计，能够在n‑3个(n为控制力矩陀螺群中SGCMG的个数)SGCMG故障下也能基本保证星体姿态的正常对地控制。本发明能够提高卫星在轨实时自主诊断能力，减少对地面的依赖，避免地面解决措施的延时，增强安全性，降低整星风险。
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公开(公告)号：CN106338296B
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201610972413.5
申请日：2016-11-04
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明涉及一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法，包含：根据第一、第二星敏感器输出的卫星姿态四元数信息，以及第一、第二星敏感器与卫星本体的安装关系，得到基于第一、第二星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，并分别与星上轨道计算的当前时间进行同步计算；根据时间同步后的两个星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，计算第一星敏感器与第二星敏感器之间的实时交互的修正偏差，最终对第一或第二星敏感器进行实时交互修正。本发明能降低星敏感器与卫星基准之间因慢变及形变而引起的姿态偏差，保证卫星高精度的三轴姿态确定精度。
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公开(公告)号：CN106919055A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710253762.6
申请日：2017-04-18
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了一种卫星采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构时，基于鲁棒伪逆操纵率的单框架控制力矩陀螺故障预案设计方法，首先根据控制力矩陀螺群的构形和各个单框架控制力矩陀螺框架轴的方向布置，确定陀螺群的角动量H与力矩矩阵C；然后设计鲁棒伪逆操纵率；最后针对控制力矩陀螺在轨易出现的故障：通断故障、内转子转速不稳定故障、通讯故障、外框架卡死、外框架转速不变故障，基于鲁棒伪逆算法，通过星上自主诊断和预案设计，能够在n‑3个(n为控制力矩陀螺群中SGCMG的个数)SGCMG故障下也能基本保证星体姿态的正常对地控制。本发明能够提高卫星在轨实时自主诊断能力，减少对地面的依赖，避免地面解决措施的延时，增强安全性，降低整星风险。
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公开(公告)号：CN114955008A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210554564.4
申请日：2022-05-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
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公开(公告)号：CN107262184B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201710591876.1
申请日：2017-07-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B01L9/02
摘要： 本发明公开一种可移动的高集成度半物理试验台，包含：试验台结构框架、可移动侧板、电缆固定装置。试验台结构框架承载试验台的敏感器和执行单机的安装；星载计算机和接口单元安装在可移动侧板上；电缆固定装置布局和固定所有的试验电缆。本发明具有结构简单、集成度高、体积小、可靠性高、电缆布局简单、便于移动和搬运等优点。
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公开(公告)号：CN106895832B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201710089994.2
申请日：2017-02-20
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C19/00
摘要： 一种陀螺组合的角速度信号模拟方法，将陀螺组合水平放置在地基上，陀螺组合分别与地面动力学仿真计算机和星上计算机硬件连接，地面动力学仿真计算机将仿真计算获得的卫星姿态角速度与陀螺组合三轴上的地球自转角速度分量的差值作为陀螺组合需要模拟的角速度值输出给陀螺组合，陀螺组合接收地面动力学仿真计算机的输入数据后，输出卫星姿态角速度数据给星上计算机。本发明解决了使用陀螺组合测试口时地球自转角速度带来的影响，同时也解决了地面闭环试验时无运动模拟器不能接入使用陀螺数据的问题，使陀螺组合接入卫星姿态控制系统不再受限于运动模拟器，加强了陀螺组合地面验证的有效性和真实性。
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公开(公告)号：CN107262184A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201710591876.1
申请日：2017-07-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B01L9/02
摘要： 本发明公开一种可移动的高集成度半物理试验台，包含：试验台结构框架、可移动侧板、电缆固定装置。试验台结构框架承载试验台的敏感器和执行单机的安装；星载计算机和接口单元安装在可移动侧板上；电缆固定装置布局和固定所有的试验电缆。本发明具有结构简单、集成度高、体积小、可靠性高、电缆布局简单、便于移动和搬运等优点。
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公开(公告)号：CN107168359A
公开(公告)日：2017-09-15
申请号：CN201710532845.9
申请日：2017-07-03
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种大型挠性卫星高精度高稳定度的控制方法，该方法包含：步骤1：以传统PID控制器的性能为参考，确定用于设计线性鲁棒控制器的闭环系统的结构以及性能输出量；步骤2：根据PID控制器的闭环系统输入到输出的频率响应特性，在性能输出端添加加权函数；步骤3：将加权函数和系统自身的状态空间方程合并构成广义系统，通过广义系统得到LMI，再求解，得到高精度高稳定度控制器；步骤4：将高精度高稳定度控制器离散化，根据离散方程和控制逻辑更新控制器状态量和控制器输出量，以方便在轨实现。本发明的方法使控制器在闭环系统的带宽足够低，不会激发挠性附件等未建模结构振动，还能够对对外界干扰以及自身的模型不确定性具有良好的抑制能力，实现高精度高稳定度的姿态控制。
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