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公开(公告)号：CN106155074B
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201610670363.5
申请日：2016-08-15
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，包含步骤：根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；根据卫星轨道和卫星极性定义，建立对日定向基准坐标系，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数；计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数；根据误差四元数的符号，进行姿态基准追踪；当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。本发明能够保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径。
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公开(公告)号：CN107515536A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710557996.X
申请日：2017-07-10
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明一种适用于快响应卫星的姿轨控闭环控制方法，具体步骤为：1)设计综合电子计算机时预留一路与地面设备通讯的RS-422串口；2)在卫星动力学模型中搭建各种虚拟单机模型；3)打包各虚拟单机模型计算出的测量数据，通过RS-422串口送至综合电子计算；同时接收计算机发出的控制指令，转发至各虚拟单机模型；4)设定标志字，通过判断标志字为每台单机选择信息来源。该测试方法无需为了产品配套不全做软件方面的适应性调整，保证了系统设计师将主要时间和精力集中于方案设计和最终软件的实现上，达到了事半功倍的测试效果，值得进一步扩大应用和推广。
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公开(公告)号：CN106542120A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610877412.2
申请日：2016-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/32
CPC分类号： B64G1/32 , B64G2001/245
摘要： 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。
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公开(公告)号：CN106250623A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610618205.5
申请日：2016-08-01
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5009
摘要： 本发明涉及一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，包含：S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。本发明在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，保证动力学的连续性，使得切换前后的两个状态平稳过渡。
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公开(公告)号：CN106809406B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201710043948.9
申请日：2017-01-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种基于地磁力矩的飞轮起旋控制方法，包含如下步骤：S1，针对速率模式飞轮，以控制用姿态计算飞轮控制用指令转速，输出飞轮指令转速为飞轮指令控制量与飞轮转速偏置量之和；S2，对飞轮进行磁卸载控制，实现对飞轮反作用动量控制，使得飞轮在磁卸载目标转速工作；S3，调整俯仰飞轮起旋的目标转速，对俯仰飞轮的起旋或消旋控制。本发明能够在无喷气推力可用的工况，仍能实现偏置动量飞轮的起旋和消旋控制。
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公开(公告)号：CN106542120B
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201610877412.2
申请日：2016-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/32
摘要： 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。
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公开(公告)号：CN106494648A
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201611020436.2
申请日：2016-11-21
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种两台星敏感器的在轨表决方法，该方法包含：判断第一星敏感器和第二星敏感器输出数据的一致性；若一致则按预设的优先级选定星敏感器的输出数据；若不一致则选定第一星敏感器和第二星敏感器中输出指向与当前控制基准接近的星敏感器输出数据。本发明揭示了一种两台星敏感器表决策略，实现在两台星敏单机故障诊断均正常情况下，识别其输出数据的真伪，单机配置简单、系统可靠，在单机冗余度不足的情况下完成故障诊断及表决策略，保证卫星在轨运行安全。
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公开(公告)号：CN114413883B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202111591129.0
申请日：2021-12-23
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种卫星姿态确定精度的提升方法、存储介质和电子设备，该方法包括：获取卫星的控制周期和星敏感器的数据更新周期；根据控制周期和数据更新周期确定一个控制周期内采样星敏感器姿态数据的采样数据数量；根据控制周期、数据更新周期和数据采样数量确定星敏感器姿态数据的采样周期；获取每一采样周期的采样数据，并对一个控制周期内所有采样周期的采样数据进行数据融合处理，得到与控制周期对应的目标采样数据，以通过目标采样数据进行星敏感器的姿态解算。本发明能够在不增加任何硬件的前提下提高卫星姿态确定精度，并可避免姿态数据四元数中存在参数过0而导致的姿态跳变问题。
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公开(公告)号：CN108313330B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201810282352.9
申请日：2018-03-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/28
摘要： 本发明公开了一种基于增广Kalman滤波的卫星干扰力矩估计方法，包含如下步骤：S1，在卫星在轨数据中提取稳态一个轨道周期内卫星飞轮转速、陀螺测量的卫星惯性角速度，将飞轮转速转化为飞轮角动量，对飞轮角动量进行数值差分得到飞轮输出力矩的近似值；S2，以飞轮输出力矩的近似值和陀螺测量的卫星惯性角速度作为Kalman滤波器的输入，将卫星在轨受到的环境干扰力矩视为状态量，建立增广系统的状态更新方程和量测方程，得到环境干扰力矩的Kalman滤波算法；S3，对增广系统进行Kalman滤波，得到环境干扰力矩的估计值，并将所述的环境干扰力矩的估计值作为卫星控制系统的前馈信号加入卫星姿态控制器中。
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公开(公告)号：CN107515536B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710557996.X
申请日：2017-07-10
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明一种适用于快响应卫星的姿轨控闭环控制方法，具体步骤为：1)设计综合电子计算机时预留一路与地面设备通讯的RS‑422串口；2)在卫星动力学模型中搭建各种虚拟单机模型；3)打包各虚拟单机模型计算出的测量数据，通过RS‑422串口送至综合电子计算；同时接收计算机发出的控制指令，转发至各虚拟单机模型；4)设定标志字，通过判断标志字为每台单机选择信息来源。该测试方法无需为了产品配套不全做软件方面的适应性调整，保证了系统设计师将主要时间和精力集中于方案设计和最终软件的实现上，达到了事半功倍的测试效果，值得进一步扩大应用和推广。
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