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公开(公告)号：CN111157199A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN201911294664.2
申请日：2019-12-16
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明提供了一种柔性电缆刚度测定试验方法，包括：模拟失重步骤：模拟失重环境，使运动舱在平面内进行运动；激励步骤：以设定的幅值对运动舱进行周期性激励；运动监测步骤：测量运动舱相对固定舱的转角和位移；分离步骤：将测量后的激励运动和非激励运动分离，得到非激励运动；稳态控制步骤：根据非激励运动，控制运动舱在运动期间不与固定舱发生碰撞，得到稳态控制指令；执行步骤：根据周期性激励和稳态控制指令控制力和力矩，将力和力矩分配到每一路作动器；计算步骤：采集固定舱电缆端的力和力矩，根据周期性激励的幅值，计算得到柔性电缆刚度系数矩阵。本发明为后续双超卫星型号舱间电缆的选用和干扰分析提供参考依据和计算模型。
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公开(公告)号：CN110017959A
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201910290421.5
申请日：2019-04-11
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及微振动模拟、微振动测量以及微振动传递特性分析技术领域的利用音圈型直线电机进行微振动模拟的方法，所述方法包括如下步骤：步骤1：进行微振动模拟需求分析与参数描述；步骤2：直线电机选型；步骤3：确定振动模拟连接方案；步骤4：微振动模拟测定；在被激振体上，沿振动方向安装高带宽高精度的加速度计，测量振动加速度，对测量得到加速度数据进行处理得到被激振体实际振动参数，进而实现利用音圈型直线电机对微振动的模拟。本发明的方法涉及的方案简单易行，且能够满足高精度高带宽模拟需求，可以在卫星微振动影响测定以及分离式航天器线缆影响试验中使用，也可以在其他高精度微振动模拟中推广使用。
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公开(公告)号：CN107792396A
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201710876529.3
申请日：2017-09-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种发动机工作时干扰力矩实时估计方法，其包括下列步骤：步骤一，角速度与推力器计时数据采集，高频率采集星上角速度，慢传推力器工作计时、喷气量数据；步骤二，迭代时间选取，迭代步长表示两次积分求和的时间间隔，决定了干扰力矩计算时数据输出频率；步骤三，积分求和；步骤四，干扰力矩解算，对卫星姿态动力学方程等式两边各项分别积分，利用上面步骤中求得的各项积分结果，反解得到干扰力矩。本发明提出的方法简单，且可实现多用途复用，可在高轨道卫星转移段变轨过程、深空探测飞行器轨道控制或者其他轨道控制过程使用，也可以在其他航天器中推广使用。
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公开(公告)号：CN114408220A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210089025.8
申请日：2022-01-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种磁浮作动器力臂在轨标定方法及系统，通过单路磁浮作动器施加大小固定的冲量，根据载荷舱质量特性及陀螺输出角速度进行该路磁浮作动器的力臂标定。本发明解决了磁浮作动器安装位置受到地面安装精度误差、应力释放及空间环境热变形等影响导致其力臂测量不准确进而影响载荷舱姿态控制的问题。本专利采用的方法简单、科学，适用于大部分执行机构在轨的作用力臂测量及标定；本发明结构合理，使用方便，能够克服现有技术的缺陷。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113720350A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202110885877.3
申请日：2021-08-03
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种多头星敏感器在轨测量精度评估方法和系统，包括获取在轨测量数据、在轨数据有效性识别、光行差修正、曝光时间同步、光轴和横轴夹角计算、星敏感器常值偏差评估、星敏感器热弹性误差和视场空间误差评估和噪声等效角误差评估。本发明可有效规避星敏感器安装形变引起的误差、航天器控制误差等外界因素，不涉及组合定姿运算，能够剥离卫星运动问题，且不需要航天器轨道信息，该方法能够准确评估星敏感器常值偏差、热弹性误差、视场空间误差和噪声等效角误差。
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公开(公告)号：CN113312028A
公开(公告)日：2021-08-27
申请号：CN202110327514.8
申请日：2021-03-26
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F8/20 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统，包括建立包含动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；建立动力学模块软件，实现综合测试期间的整星动力学模拟功能；建立信号采集与转换模块软件，实现将电信号转化为力和力矩信息的功能；建立信号生成模块软件，实现将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息的功能；建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构，服务卫星姿轨控分系统级及整星级综合测试。
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公开(公告)号：CN109798866B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201910088474.9
申请日：2019-01-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明涉及双超卫星舱间技术领域的舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法，步骤1，根据安装在载荷舱和平台舱上的星敏感器的输出得到载荷舱相对于平台舱的方向余弦矩阵和相对姿态角；步骤2，得到各个位置传感器的理论输出表达式；步骤3，把位置传感器的理论输出表示为矩阵乘积形式，求逆求得卫星两舱段间质心相对位置；步骤4，利用六个位置传感器的输出表达式解算得到卫星两舱间的相对姿态和质心相对位置。本发明解决了在配置较少非接触式位置传感器的情况下，充分利用分别安装在卫星两舱段的星敏感器输出的姿态信息，确定卫星平台舱和载荷舱的相对姿态和质心相对位置矢量的问题。
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公开(公告)号：CN110884691B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201911060926.9
申请日：2019-11-01
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，本发明针对整星状态下，非正交斜装飞轮组在闭环条件下转速控制极性测试困难，利用整星配置的推力器喷气，通过角动量卸载方法实现闭环姿态控制过程中对飞轮组转速控制极性的测试，并且验证控制计算机中软件力矩分配、角动量管理算法的正确性。本发明提供一种能够在整星地面测试期间全面有效地验证整星冗余动量轮组转速闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试方法，弥补了国内航天器在这一功能测试方面的测试方法空白。本发明提出的方法简单，工程上易于实现，已成功应用于风云四号等卫星。
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公开(公告)号：CN112596504A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011533452.8
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集设备，包括：飞轮角动量计算模块根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率。星体系下角动量计算模块根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量Hb，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量H∑。地面动力学姿态仿真模块根据角动量H∑得到卫星姿态与卫星受到的飞轮控制力矩之间的关系。本发明组成简单，各个模块可根据具体需求修改参数，以适应多类型卫星任务和多型号的飞轮，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试。
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