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公开(公告)号：CN115783312B
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202211565934.0
申请日：2022-12-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种模拟式太阳敏感器的全天区太阳矢量自主捕获控制方法，包括：若模拟式太阳敏感器未受到光照或滚动轴太阳角绝对值大于设定阈值γ，则控制所述卫星平台绕滚动轴以恒定转速转动以寻找太阳。滚动轴转动过程中，若滚动轴转动一整圈仍未发现太阳，或滚动轴太阳角已经受控收敛，则开始控制卫星平台绕俯仰轴以恒定转速转动以寻找太阳。俯仰轴转动过程中，若模拟式太阳敏感器受到光照且俯仰轴太阳角绝对值小于或者等于设定阈值γ，则将俯仰轴切换到斜开关线控制律，使俯仰轴太阳角逐渐收敛。本发明解决了0‑1式太阳敏感器易受遮挡或光线反射输出错误太阳方位，导致卫星捕获太阳逻辑错乱的问题。
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公开(公告)号：CN107856883B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710842041.9
申请日：2017-09-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种卫星转动部件的角动量补偿方法，属于卫星姿态控制技术领域，包括如下步骤：(1)获取卫星转动部件对应的补偿角动量；(2)根据卫星的姿态角获取卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量；(3)根据所述卫星转动部件对应的补偿角动量以及卫星在滚动轴、俯仰轴、偏航轴分别对应的控制角动量，生成每一个动量轮分别对应的角动量控制指令；(4)根据每一个动量轮分别对应的角动量控制指令控制动量轮进行偏转。
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公开(公告)号：CN109359432A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811466555.X
申请日：2018-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种动量轮寿命预测方法，包含以下过程：步骤S1、取动量轮功耗作为动量轮特征性能参数，采用一元Wiener过程建立动量轮的性能退化模型；步骤S2、采用极大似然估计方法获得动量轮的性能退化模型中的漂移系数和扩散系数；步骤S3、设定动量轮的性能失效阈值，并根据所述失效阈值得到动量轮的寿命的期望和方差。本发明解决了由于经费、进度的限制，地面无法进行大样本长时间的寿命试验，难以获得寿命预计所需要的失效数据的统计结论无法对长寿命的动量轮的寿命进行准确评估的问题。
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公开(公告)号：CN107215482A
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201710418922.8
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/26
Abstract: 本发明涉及一种利用磁强计信息实现喷气速率阻尼的方法，包含：S1、采用磁强计测量得到地磁场强度B，计算地磁场强度B的矢量在体坐标系中对时间的微分构造地磁场强度B的斜对称矩阵并求解该斜对称矩阵的伪逆矩阵S2、根据公式计算得到卫星本体坐标系相对惯性系的角速率矢量，即卫星角速率ω；S3、根据解算得到的卫星角速率ω，控制推力器的喷气宽度，对卫星进行喷气速率阻尼，将卫星角速率ω降低并控制在敏感器可工作的速率范围内。本发明采用磁强计测得的地磁场强度信息，来解算卫星角速率，并以此实现卫星的喷气速率阻尼；无需依赖陀螺组合信息，工作简单可靠，价格低廉。
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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
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111319799B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202010136362.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统，可工作在三种工作模式：第一喷气模式下，采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；三种模式下均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。
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公开(公告)号：CN111319794B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010116780.1
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，包括如下步骤：S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。利用本发明方法提高火星探测制动捕获控制的可靠性。
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公开(公告)号：CN111351506A
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN202010202079.1
申请日：2020-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于3D打印的火星可见光目标特性精确模拟方法，通过制作3D模型的火星模拟球，模拟火星在火星探测器的导航敏感器探测到的姿态信息，并模拟火星实际光照条件，再通过导航敏感器接收火星模拟球生成的平行光实现对火星的光学仿真模拟，可用于火星探测器空间环境模拟实验和精度标定以及敏感器地面测试，能够在实验室内实现在太空环境下观测的目的，方法流程清晰，模拟精度高。
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公开(公告)号：CN109703787A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811512670.6
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 一种近地卫星三轴磁强计数据有效性的故障诊断方法，在预设时间内，如果三轴磁强计的输出数据无变化或者三轴磁强计获得的地磁场强度测量值与地磁场强度理论值不一致，则判断三轴磁强计发生故障。本发明故障诊断流程简单易行，所有设置的阈值可设置为在轨可修正，能够有效对三轴磁强计的输出数据进行诊断，避免了错误的地磁场强度代入卫星控制系统。
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公开(公告)号：CN109632186A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811567768.1
申请日：2018-12-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种大惯量转动部件的动不平衡特性在轨估计方法和设备，所述大惯量转动部件的动不平衡特性在轨估计方法包括：获取卫星刚体力矩；获取太阳电池挠性力矩；根据获取到的卫星刚体力矩和太阳电池挠性力矩获取卫星的干扰力矩；根据所述卫星的干扰力矩获取转动部件的动不平衡幅值和相位。本发明的方法和设备通过陀螺在轨测量信息进行数据的分析和处理，较之通过地面测试的方式更加高效且可靠，从而大大提高了其实用性，同时也极大的提高了卫星的可靠性和稳定性。
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