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公开(公告)号：CN119247995A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411146861.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明涉及一种卫星大动态机动跟踪时姿态基准平稳切换方法，属于卫星控制系统领域；步骤一、将大动态机动跟踪全过程划分为4个控制阶段，依次为姿态机动阶段、姿态保持阶段、导引跟踪阶段、姿态返回阶段；步骤二、当卫星进入姿态机动阶段时，姿态基准为准则1；步骤三、进入姿态保持阶段后，姿态基准切换至准则2；步骤四、进入导引跟踪阶段后，姿态基准切换至准则3；步骤五、进入姿态返回阶段，姿态返回阶段的姿态基准为准则1；本发明通过提前接入星敏感器姿态、延时接入星敏感器和陀螺联合滤波姿态、星体角速度超出星敏感器正常工作阈值后切除星敏感器姿态作为姿态基准等方法，实现了卫星在大动态机动跟踪时姿态基准平稳切换。
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公开(公告)号：CN118111448A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410229093.9
申请日：2024-02-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开一种卫星实时补偿相机行频导引姿态与角速度的计算方法，通过地面目标的地理位置信息以及惯性系、地固系和卫星对地坐标系之间的转换关系，计算卫星跟踪目标时卫星本体坐标系坐标轴的三轴单位矢量ix、iy、iz在惯性坐标系下的指向，得到惯性系到卫星本体坐标系的姿态余弦阵Am←i；计算卫星补偿相机行频后在惯性系下的姿态四元数qi→m、卫星补偿相机行频后在卫星对地坐标系的姿态四元数qo→m、进而得到偏流角大小，进而计算卫星补偿相机行频后的三轴导引角速度ωmi。本方法能够提高卫星对地面动目标进行推扫成像时的清晰度，对卫星的地面动态目标推扫成像任务具有现实意义。
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公开(公告)号：CN109649692A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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公开(公告)号：CN109649691A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811612373.9
申请日：2018-12-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统，该方法包括：根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩；根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。本发明充分利用星敏和陀螺的测量信息，实现了俯仰轴飞轮控制，滚动/偏航轴磁控，提高了姿态控制精度和稳定度，且不用考虑不同磁场区的算法切换，简单可靠。
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公开(公告)号：CN109625334B
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN201811511144.8
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明提供了卫星动量轮在轨姿态无偏差起旋和消旋的控制方法，包括如下步骤：遥控注数设置卫星最终需要的目标角动量；管理反作用飞轮的动量，控制所述卫星在期望中心转速范围内工作；计算磁前馈力矩将卫星控制器计算的输出力矩磁前馈力矩常规的解耦力矩和干扰补偿力矩合成得到三轴指令力矩控制周期内积分得到三轴卫星的指令角动量，根据卫星的安装矩阵计算得到正在使用的卫星的指令转速。通过磁控力矩作用在星体上，同时通过前馈力矩的方式合成在飞轮的指令转速中抵消磁力矩对星体的影响，由此达到偏置角动量增加和减少过程中姿态无偏差起旋和消旋的的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109649692B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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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
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 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：CN109649691B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811612373.9
申请日：2018-12-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种偏置动量卫星单飞轮与磁联合控制方法和系统，该方法包括：根据俯仰姿态角，计算得到磁卸载指令磁矩；根据滚动姿态角、偏航姿态角、滚动姿态角速度和偏航姿态角速度，计算得到磁章进动指令磁矩；将所述磁卸载指令磁矩与所述磁章进动指令磁矩进行叠加，得到总的指令磁矩。本发明充分利用星敏和陀螺的测量信息，实现了俯仰轴飞轮控制，滚动/偏航轴磁控，提高了姿态控制精度和稳定度，且不用考虑不同磁场区的算法切换，简单可靠。
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公开(公告)号：CN107389094B
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN201710580432.8
申请日：2017-07-17
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种星敏和陀螺轨道周期系统误差在轨辨识与实时补偿方法，将轨道离散为多个离散点，根据离散点处的星敏和陀螺数据计算离散点处的陀螺常值漂移，组成离散补偿表，不断更新离散补偿表中的数值，对离散补偿表进行插值计算，获得轨道上任意点的陀螺常值漂移，对陀螺常值漂移进行实时补偿。本发明补偿效果好，占用资源少，补偿精度高，通用性强，计算量小，自主性好。
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公开(公告)号：CN109660205B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811516481.6
申请日：2018-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02S50/10
Abstract: 本发明公开了一种闭环下太阳电池阵模太驱动极性测试系统及方法，所述测试系统包括：卫星，设置在卫星上的帆板驱动机构；设置在帆板驱动机构上的模拟式太阳敏感器，以及对模拟式太阳敏感器进行照射的太阳信号照射灯；卫星上电，将所述卫星的驱动方式设置为太阳电池阵模太驱动方式；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的正方向进行照射，得到正极性测试数据；太阳信号照射灯沿所述模拟太阳敏感器的俯仰角的负方向照射得到负极性测试数据；对正极性测试数据和负极性测试数据进行分析，得到帆板驱动极性正确。本发明具有从全链路上测试模拟太阳敏感器、模太驱动控制算法与帆板驱动机构的极性的优点。
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