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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
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 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：CN109660205B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811516481.6
申请日：2018-12-12
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： H02S50/10
摘要： 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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公开(公告)号：CN109489693A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811516473.1
申请日：2018-12-12
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明涉及一种闭环极性测试方法及测试系统。所述闭环极性测试方法包括：在对陀螺的极性进行分析的同时，通过控制推进分系统的电磁阀喷气，以对喷气算法的极性进行分析，并且对推进分系统的极性进行分析。所述闭环极性测试系统包括：陀螺极性分析设备，用于对陀螺的极性进行分析；喷气算法极性分析设备，用对喷气算法的极性进行分析；推进分系统极性分析设备，用于对推进分系统的极性进行分析。本发明的闭环极性测试方法及测试系统，能够在整星测试时实现陀螺极性的测试，并验证姿轨控软件在初态喷气模式下闭环控制的算法极性以及推进系统响应的通道正确性，从全链路上测试陀螺、喷气算法与推进系统的极性。
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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
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： B64G1/244
摘要： 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
申请人： 上海航天控制技术研究所
CPC分类号： G01C21/025 , G01C21/20
摘要： 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：CN117848379A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311386505.1
申请日：2023-10-24
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明涉及一种基于地速及地磁场的陀螺与磁强计极性确认方法，包含以下步骤：S1、计算地球自转速度与地磁场在北东地坐标系下的三轴投影；S2、利用地速矢量和地磁场矢量确定卫星本体坐标系相对北东地坐标系的位置；S3、完成陀螺、磁强计测量系理论测量值计算，并进行陀螺、磁强计极性确认。本发明利用地球的物理特性，即地球自转速度及地磁场，构造了两个物理场矢量，并通过卫星的双矢量定姿方法完成了陀螺和磁强计的极性确认，该方法算法简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN109901819B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN201811603367.7
申请日：2018-12-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F8/20
摘要： 一种状态参数在大型复杂软件的设置方法，通过下述方式实现：将待处理大型复杂软件根据其实现的功能细化为多个主模式；根据每个主模式功能实现的方式，把每个主模式细化为多个子模式，并统计各子模式功能实现需要的参数；制定一个表格，表格中的列为模式字，行为上述统计的所有参数；所述的模式字包括主模式和子模式；在表格中对每个模式下功能实现需要的参数进行标记；设计参数设置函数，通过该函数确定表格中的参数在各个模式中是否使用，若使用，则给对应的参数赋值。
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公开(公告)号：CN107228674B
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN201710419373.6
申请日：2017-06-06
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明公开了一种针对星敏感器和陀螺联合滤波的改进方法，其包含：步骤1，构造扩展卡尔曼滤波器，进行扩展卡尔曼滤波算法；步骤2，确定出扩展卡尔曼滤波算法的输入量四元数测量值qs的跳变时刻：四元数测量值的标部小于阈值，且，四元数测量值矢量部分中绝对值最大的数的当前拍与前一拍异号；步骤3，在跳变时刻，重置四元数参考值以获得跳变时刻与四元数测量值相适应的四元数参考值；步骤4，以重置后的继续进行扩展卡尔曼滤波算法。本发明通过重置跳变时刻四元数参考值的方法解决了四元数测量值跳变导致四元数估计值需重新收敛的问题，为姿态确定系统提供了稳定地连续地高精度姿态信息；同时该方法算法简单，星载软件容易实现，可靠性高。
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公开(公告)号：CN107193290B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201710657019.7
申请日：2017-08-03
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明公开了一种基于线动量交换的卫星编队有效载荷相对位置控制方法，该方法主要通过三级编队控制过程：第一级编队控制以星间基线为被控对象，选用推力器作为执行结构，消除初始偏差，控制精度达m级；第二级编队控制以星间基线为被控对象，采用二级气动板进行控制，消除大气摄动，控制精度达dm级；第三级编队控制采用线动量交换装置进行控制，消除引力摄动，控制精度达mm级，实现卫星编队有效载荷相对位置的精密控制。本发明的控制精度高，工程可实现性强，可节省燃料消耗，且控制针对性高。
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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
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 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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