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公开(公告)号：CN118597441A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410296325.2
申请日：2024-03-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种点目标正弦动态观测的姿态导引算法，包含：步骤1、根据目标导引信息，计算出星‑目矢量，从而得到目标处在观测视场中心的导引四元数初值；步骤2、根据载荷观测的稳定度需求，计算出像面上的像移角速度上限，据此设计正弦运动的半径和周期；步骤3、根据设计的正弦运动参数和星上时序，计算实时叠加的正弦运动四元数；步骤4、将正弦运动叠加四元数与导引四元数初值结合，得到用于目标正弦动态观测的姿态导引四元数。本发明计算简单，适用范围广，便于目标检测，提升星上目标检测能力和长期目标跟踪能力。
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公开(公告)号：CN114440886A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111653331.1
申请日：2021-12-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本申请公开了一种大偏心率轨道高精度计算方法，包含：S1、生成轨道计算区间内的轨道六根数和位置矢量序列；S2、初始化18维的轨道计算参数，前6个参数取为初始六根数，其余参数取为0；S3、判断轨道计算参数的修正次数是否大于5次，若是进入S4，若否则进入S5；S4、结束轨道计算参数的计算；S5、由轨道计算参数生成轨道六根数序列；S6、将轨道六根数序列转换为位置矢量序列，求取位置矢量计算误差；S7、计算位置矢量关于轨道计算参数的雅可比矩阵；S8、最小二乘法求解轨道计算参数修正量；S9、修正轨道计算参数，返回S3。本发明具有复杂度低、覆盖时间长、计算精度高的特点。
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公开(公告)号：CN109668578B
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN201811522706.9
申请日：2018-12-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明的一种基于奇偶检测方程的异构陀螺组合混合诊断方法中，重复以下的步骤：确定陀螺表头默认使用状态，明确不同陀螺组合在星体的安装极性，排除不能同时接入的表头；根据陀螺表头的故障状态，确定陀螺表头的接入状态，计算奇偶检测方程，并根据奇偶检测方程得到的陀螺表头一致性判据，与卫星控制系统设置的陀螺表头基准值比对，诊断确定状态异常和故障的陀螺表头。本发明可以剔除由于陀螺组合在星上的安装关系不适合比较的陀螺表头，综合所有陀螺组合的表头信息和故障状态，计算奇偶检测方程，实现不同种类的陀螺组合间混合智能故障诊断，有效满足卫星控制系统敏感器单机异构长寿命和控制系统高可靠性要求。
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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
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 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：CN107228683B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201710501158.0
申请日：2017-06-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种多星敏感器间慢变误差实时在轨修正方法，修正星敏感器各头部之间的慢变误差，包含如下步骤：S1、计算星敏感器各头部两两之间的坐标变换四元数滤波实测值QRotOHiOHjCAL；S2、由地面控制中心指定星敏感器上某一头部为基准头部OHref；S3、计算基准头部OHref到星敏感器各头部OHi的坐标变换四元数地面精测值QOHiOHref；S4、计算星敏感器各头部OHi到基准头部OHref的坐标变换四元数实测值QRotOHiOHref；S5、根据S3和S4得到的QOHiOHref和QRotOHiOHref计算修正头部间慢变误差后的各头部姿态四元数qOHiRc。本发明能在轨实时估计并修正，通过简单的计算方式提高多星敏感器联合定姿的姿态确定精度，并且简单有效的修正非基准头部与基准头部之间的慢变误差，并获得修正头部间慢变误差后的头部姿态四元数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108639384A
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201810290136.9
申请日：2018-04-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，包含：S1，利用姿态角速度、姿态角估值和控制器参数计算控制力矩；S2，计算姿控推力器需要发送的控制脉宽；S3，根据姿控推力器需要发送的控制脉宽，以及用于推进剂管理的推力器选择情况，计算分配到每台推力器上的喷气指令；S4，根据计算的喷气指令，对需要接通的推力器电磁阀完成阀门开关控制；S5，重复上述步骤，实现卫星推进剂管理。本发明能够仅用同一组推力器，使用复用控制技术，通过对推进剂管理和姿态控制需要产生的控制力矩进行精密计算，实现推进剂储箱液体管理和姿态控制。
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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
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 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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公开(公告)号：CN106289237A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610601098.5
申请日：2016-07-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: G01C21/025 , G01C21/20
Abstract: 本发明公开一种APS数字式太阳敏感器太阳角计算方法，该太阳角计算方法包含：读取数字式太阳敏感器的太阳光斑位置；根据太阳光斑位置，计算初始太阳入射角；初始太阳入射角结合数字式太阳敏感器的标定参数，迭代计算得到太阳入射角；计算得到修正后的二维太阳角。本发明通过太阳敏感器的太阳角修正和迭代计算，大大提高了太阳角计算精度，有助于提升卫星姿态精度。
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公开(公告)号：CN106124170A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610737114.3
申请日：2016-08-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01M11/02
Abstract: 本发明提供一种基于高精度姿态信息的相机光轴指向计算方法，根据扫描相机光轴在卫星本体系{b}下的指向以及卫星本体坐标系{b}相对轨道坐标系{o}的转换矩阵Abo，来计算相机光轴在轨道坐标系下的指向由和卫星轨道坐标系{o}相对地心惯性坐标系{i}的转换矩阵Aoi，来计算相机光轴在地心惯性坐标系{i}的指向由及地心惯性坐标系{i}相对于地固系的转换矩阵(HG)，计算相机光轴在地固系下的指向本发明的计算方式可由地面实时的计算并修正光轴指向，也可预先将地面的轨道、地固系信息保存于星上由星上实时自主计算并修正光轴指向，通过以上简单的计算方式，即可提高卫星的成像能力。
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公开(公告)号：CN105866808A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610452918.9
申请日：2016-06-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种导航接收机定轨误差对卫星姿态精度的影响的确定方法，充分利用导航接收机输出的位置速度与轨道根数之间的关系，提取了位置速度误差对姿态确定精度影响之间的表达式，通过他们之间的转换关系，成功分析解算出位置和速度的误差对姿态角在三个方向分别带来的传递关系，可以给出任意位置导航误差对姿态的影响，对工程设计中导航误差分配与姿态确定误差分析提供了直观方法。
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