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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
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 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：CN116155429A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211706374.6
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于多级外部中断的卫星平台微秒级时间对准方法，为平台各系统相互协作提供统一的高精度时间基准，包括：1)导航接收机(GNSS)广播时间TGPS_1553，秒脉冲信号给分系统；2)分系统锁存当前本地时钟TGPS_aocc，产生多路同源SYNC同步信号给测量单机，锁存对应信号微妙级时钟；3)单机接收SYNC同步信号，以同步信号为起点更新数据。本发明采用多级硬件中断，软硬件设计结合的方式，将系统时间精度提高到微妙级，保证多级系统都具有统一的高精度时间基准。本方法能够提高卫星平台时间对准精度，对卫星平台的高精度姿态测量与控制具有现实意义。
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公开(公告)号：CN111427727B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202010144085.6
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F11/18
Abstract: 一种火星探测三计算机基于数据敏感度及类别的表决方法，首先将所需要表决的数据按“敏感性”排列，“敏感性”性高的表决数据优先表决。其次将所需表决的数据分为三类：1、需要精确表决的定点数，即“精确表决定点数”；2、不需要精确表决的定点数，即“非精确表决定点数”，3、需要表决的浮点数。不同种类的表决数据采用不用的表决算法。最后按排列好的顺序对所需表决的数据依次按数据类型使用相应的算法进行表决，若表决完所有数据后，仍无法表决出有计算机发出的表决数据错误，维持星载计算机系统当前状态。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117891285A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311663713.1
申请日：2023-12-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种敏捷平台适用的控制力矩陀螺群定向奇异逃离操纵律计算方法，以n台按一定构型安装的控制力矩陀螺群为控制对象，步骤为：1、根据陀螺群当前实际框架角位置，计算力矩矩阵；2、将陀螺群实际构形状态下的初始框架角作为操纵律驱动的目标框架角，计算实际框架角到目标框架角的误差向量；3、根据星载软件运行周期和控制力矩陀螺框架最高转速，计算向目标框架角运动的期望定向框架转速4、构建基于输出力矩误差和定向框架运动误差联合最优的二次型指标，并设计两项误差项的分配系数矩阵；5、采用偏导计算求解二次型指标最优时的框架转速，得到定向奇异逃离操纵律的计算公式。本发明能够兼顾奇异姿态逃离与框架定向运动，具有很强的适应性。
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公开(公告)号：CN115979301A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211726367.2
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法，包括：基于星敏感器动态数据计算平台角速度；建立陀螺系统误差与平台角速度的等式关系；构建各个陀螺表头非线性误差与安装误差角的观测方程；采用最小二乘法对陀螺表头系统误差进行在轨辨识；计算陀螺表头在本体坐标系下的安装指向。对陀螺系统误差进行在轨辨识可以有效减少高动态卫星由于陀螺非线性误差、安装误差引入的姿态角速度计算误差、陀螺积分姿态角计算误差。本发明可同时辨识出陀螺表头的非线性误差、安装角指向误差，陀螺表头系统误差辨识维度高，陀螺系统误差估计准确度高，可有效提高遥感卫星高动态下的姿态角速度测量精度，以及空间指向测量精度。
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公开(公告)号：CN117892502A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311806773.4
申请日：2023-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20 , B64G1/10 , B64G1/24 , G05D1/49 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本发明公开了一种稳态对日机动对地卫星的角动量管理方法，该方法包含：当卫星当前处于稳态对日定向模式时，计算磁卸载所需要的磁矩分量MH；计算当前姿态下卫星所受的重力梯度力矩TG；计算使用磁力矩器输出力矩抵消重力梯度力矩TG所需要的磁矩分量MG；基于执行机构角动量管理逻辑，结合上述计算结果计算卫星不同工作状态下的理想磁矩Mc；根据实际磁矩输出能力对理想磁矩Mc进行限幅处理，形成最终输出给磁力矩器的磁矩指令Mout。其优点是：在角动量管理过程中，该方法一方面对角动量进行卸载，另一方面通过干扰补偿防止角动量继续积累，避免卸载效果被干扰力矩“中和”的问题，大大提高角动量卸载效率，对频繁机动任务需求适应性更强。
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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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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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