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[发明专利]卫星相对姿态基准误差分析方法和系统、装置-CN202210080148.5有效
发明人：边志强;顾强;孙星;栗双岭;洪振强;步士超;徐凯;张健;茹海忠;刘培玲 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-01-24 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星相对姿态基准误差分析方法，包括步骤S1：根据任务的不同需求，建立适用快速机动的陀螺相对姿态基准误差模型；步骤S2：在机动任务前联合光学敏感器进行陀螺零偏估计，分析对姿态基准精度影响；步骤S3：针对陀螺标度因数误差和未校准偏差引起的姿态基准误差进行量化分析；步骤S4：针对姿态基准误差进行量化分析之后建立陀螺随机测量模型；步骤S5：利用陀螺随机测量模型进行姿态估计，通过陀螺状态估计方程建立陀螺随机误差统计模型；步骤S6：在快速机动过程中，利用陀螺随机误差统计模型对陀螺姿态角基准总误差进行定量分析。本发明解决了对随机误差影响姿态基准误差进行量化分析的问题，可以应用于各种航天器快速机动过程中。
卫星相对姿态基准误差分析方法系统装置

[发明专利]一种多头星敏感器在轨测量精度评估方法和系统-CN202110885877.3有效
发明人：边志强;张健;徐凯;洪振强;赵辉;栗双岭;步世超;茹海忠;关欣 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-08-03 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种多头星敏感器在轨测量精度评估方法和系统，包括获取在轨测量数据、在轨数据有效性识别、光行差修正、曝光时间同步、光轴和横轴夹角计算、星敏感器常值偏差评估、星敏感器热弹性误差和视场空间误差评估和噪声等效角误差评估。本发明可有效规避星敏感器安装形变引起的误差、航天器控制误差等外界因素，不涉及组合定姿运算，能够剥离卫星运动问题，且不需要航天器轨道信息，该方法能够准确评估星敏感器常值偏差、热弹性误差、视场空间误差和噪声等效角误差。
一种多头敏感测量精度评估方法系统

[发明专利]基于约束分析的双矢量夹角限制范围确定方法及系统-CN201911277694.2有效
发明人：赵辉;边志强;何益康;陆国平;韩旭;陈祥;洪振强 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-12-11 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于约束分析的双矢量夹角限制范围确定方法及系统，包括分析姿态奇异约束、分析姿态基准确定误差约束，分析姿态机动能力约束、设置双矢量夹角限制范围。根据双矢量确定的三轴姿态变化规律，判断是否会发生姿态翻转的姿态奇异现象；根据双矢量确定的三轴姿态，通过分析姿态基准确定误差，判断天线、相机等载荷指向误差是否满足在轨要求；根据双矢量确定的三轴姿态，通过分析姿态机动能力，判断角动量和力矩是否满足需求。综合双矢量确定的姿态奇异约束、姿态基准确定误差约束和姿态机动能力约束，设置双矢量夹角限制范围。本发明解决了基于约束分析的双矢量夹角限制范围确定问题，方法简单，工程上易于实现。
基于约束分析矢量夹角限制范围确定方法系统

[发明专利]地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法-CN201810710287.5有效
发明人： 洪振强;宋效正;李鉴 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2018-07-02 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法，包括：步骤1：通过对遮阳板和载荷内遮光罩边缘有限特征点进行处理，对载荷关键部位是否受照进行分析，对不同太阳光入射角下的遮挡效果进行分析；步骤2：建立卫星偏航角优化算法，获取最优偏航偏置角；步骤3：根据最优偏航偏置角，通过三板折弯式设计，使得遮阳板总宽度最小，最终满足卫星载荷的太阳保护需求和整星包络尺寸要求，同时保证遮阳板总质量最小。
地球静止轨道口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法

[发明专利]分体式卫星在轨平台舱质量辨识方法及系统-CN202011475974.7有效
发明人： 洪振强;边志强;赵艳彬;沈毅力;张健;李文峰;陈昌亚 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2020-12-15 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种分体式卫星在轨平台舱质量辨识方法及系统，用于辨识卫星两舱分离后的平台舱质量。该辨识方法具体包括如下步骤：将分体式卫星两舱间重复锁紧机构断电，给两舱间磁浮作动器通电，产生大小已知的磁控力，驱动两舱运动；控制系统保持开环不控，采集两舱将位移传感器测量信息，根据解算模型得到两舱质心相对运动信息；对质心相对运动信息进行二次拟合，将拟合结果两次微分得到两舱质心的加速度信息；结合已知的舱间作用力、加速度信息和载荷舱质量信息，解算得到平台舱质量。该方法可为分体式卫星在轨推进剂剩余量评估、相对位置控制提供技术支撑。
体式卫星平台质量辨识方法系统

[发明专利]地面测试全过程的动量轮轴承健康评估方法和系统-CN202110154807.0有效
发明人：边志强;曾擎;徐凯;孙英梅;栗双岭;洪振强;张健;朱海江;赵辉;步士超;王赟 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-02-04 - 公布日： 2022-12-27 - 主分类号： G01M13/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种地面测试全过程的动量轮轴承健康评估方法和系统，包括：步骤1：设置地面测试过程中动量轮轴承监测参数；步骤2：设置地面测试过程中参数的监测阶段；步骤3：对设置的参数进行检测；步骤4：以动量轮单机验收时的各项参数为性能基线，建立健康子集并评估动量轮轴承健康状态。本发明方法集合了动量轮多项关键参数进行全过程监测，健康评估准确性强，且无需增加硬件成本，适合整星集成测试阶段对转动部件轴承的长周期健康评估。
地面测试全过程动量轮轴健康评估方法系统

[发明专利]用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法及系统-CN202011529467.7有效
发明人：刘培玲;吕旺;步士超;杨燕;洪振强;王田野;陆启省 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2020-12-22 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法及系统，包括：飞轮角动量计算步骤根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率。星体系下角动量计算步骤根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量Hb，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量H∑。地面动力学姿态仿真步骤根据角动量H∑得到卫星姿态与卫星受到的飞轮控制力矩之间的关系。本发明组成简单，各个步骤可根据具体需求修改参数，以适应多类型卫星任务和多型号的飞轮，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试。
用于卫星姿轨控通用综合测试飞轮信号采集方法系统

[发明专利]深空探测器星敏感器自主切换方法-CN202110714226.8有效
发明人：信思博;朱新波;褚英志;王伟;洪振强;吕旺;李绿萍 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-06-25 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种深空探测器星敏感器自主切换方法，利用探测器轨道数据和当前探测器姿态数据，实时计算各星敏光轴矢量、器日矢量、探测器到目标天体矢量和目标天体张角，获取星敏光轴矢量与器日矢量夹角以及星敏光轴受目标天体遮挡情况的星敏数据；如果星敏数据可用，则继续使用当班星敏感器；如果星敏数据不可用，则更新姿态数据切换星敏感器。本发明利用探测器轨道和当前探测器姿态，实时计算各星敏受太阳照射、受目标天体遮挡情况，根据影响与否择优选择当班星敏，实现深空探测器姿控系统安全稳定的工作。
探测器敏感自主切换方法

[发明专利]卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号采集方法及系统-CN202110522575.X有效
发明人：栗双岭;魏春;孙英梅;陈阳;洪振强;刘培玲;王田野 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-05-13 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号采集方法及系统，包括姿轨控计算机、姿轨控线路盒、A/D采集板卡和零槽控制器，该方法包括如下步骤：步骤1：姿轨控计算机生成磁力矩器控制信号；步骤2：姿轨控线路盒根据磁力矩器控制信号生成和输出磁力矩器驱动电流；步骤3；A/D采集板卡采集输出的磁力矩器驱动电流；步骤4：A/D采集板卡将磁力矩器驱动电流传输到零槽控制器。本发明适用于卫星姿轨控分系统用到的不同规格的磁力矩器的测试，有利于提高姿轨控综合测试中对于磁力矩器信号采集的通用性。
卫星姿轨控综合测试设备磁力信号采集方法系统

[发明专利]卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号处理方法及系统-CN202110523911.2有效
发明人：栗双岭;洪振强;刘培玲;王田野;杨燕;吕旺 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-05-13 - 公布日： 2022-11-15 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号处理方法及系统，包括以下步骤：磁矩信号解算步骤：将采集到的磁力矩器驱动电流转换成实时磁矩；当地地磁场确定步骤：根据实时位置确定当地地磁场强度；磁控力矩解算步骤：根据当地地磁场强度和实时磁矩信息解算出磁控力矩；磁控力矩加入动力学模型步骤：建立姿态动力学模型，将磁控力矩叠加至姿态动力学模型。本发明适用于不同卫星姿轨控分系统用磁力距器的信号处理需求，有利于提高卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号处理的通用性。
卫星姿轨控综合测试设备磁力信号处理方法系统

[发明专利]利用悬挂法的磁浮作动器极性测试装置和方法-CN202110444305.1有效
发明人：张健;边志强;程卫强;徐凯;洪振强;栗双岭;周丽平 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-04-23 - 公布日： 2022-10-25 - 主分类号： G01R31/72 文献下载
摘要：本发明提供了一种利用悬挂法的磁浮作动器极性测试装置，包括：悬挂组件、磁浮作动器和位移传感器，根据位移传感器判断电流作用下磁钢组件偏移当地垂线的方向，判断磁浮作动器输出力的极性。本发明还提供了一种利用悬挂法的磁浮作动器极性测试方法，包括如下步骤：将磁浮作动器的磁钢组件安装在悬挂绳的托盘上，磁浮作动器的线圈组件安装在侧壁上分别给磁浮作动器的X向线圈通正向和负向两个方向、大小恒定电流，通过X向位移传感器判断其输出力的极性；分别给磁浮作动器的Y向线圈通正向和负电流，通过Y向位移传感器判断其输出力的极性。本发明实现快速、直观地测试磁浮作动器输出力的极性，保证磁浮作动器装星极性正确。
利用悬挂磁浮作动器极性测试装置方法

[发明专利]用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法及其系统-CN202110229259.3有效
发明人： 洪振强;吕旺;王赟;李迎杰;施伟璜;彭攀 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-03-02 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法，包括如下步骤：根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向；建立光照区对日定向导引参考系，保证星敏全程不受太阳或地球的干扰，同时维持卫星三轴稳定对日定向，卫星按照导引律绕对日轴慢旋；建立阴影区导引参考系，保证星敏不受地球的干扰，维持卫星三轴稳定控制，同时保证出地影即对日定向，确保能源。该方法可以避免星敏在轨受太阳或地球的影响，具有很强的工程意义。
用于视场保护卫星姿态导引方法及其系统

[发明专利]双超卫星磁浮作动器极性测试方法、系统及装置-CN202110444308.5有效
发明人：张健;边志强;施伟璜;周丽平;徐凯;洪振强;栗双岭;陈晓 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-04-23 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G01R31/72 文献下载
摘要：本发明提供了一种双超卫星磁浮作动器极性测试装置，包括平台舱模拟件、载荷舱气浮台、磁浮作动器和电流发生器，磁浮作动器包括磁钢组件和线圈组件；其中，平台舱模拟件固定在水平面内，载荷舱气浮台与磁钢组件固定连接，线圈组件和平台舱模拟件固定连接，通过电流发生器提供控制电流；载荷舱气浮台包括载荷舱模拟件和气浮系统。本发明还提供了一种双超卫星磁浮作动器极性测试方法和系统，通过载荷舱气浮台在气浮平面内沿X和Y向的平动运动方向直接得到，能够直观、快速地确定磁浮作动器输出力的极性。
卫星磁浮作动器极性测试方法系统装置

[发明专利]分体式卫星在轨两舱质心辨识方法及系统-CN202011476017.6有效
发明人： 洪振强;边志强;赵艳彬;王伟;张健;栗双岭;步士超 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2020-12-15 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G01M1/12 文献下载
摘要：本发明提供了一种分体式卫星在轨两舱质心辨识方法及系统，用于辨识卫星两舱分离后的两舱质心位置，所述系统包括：将分体式卫星两舱间重复锁紧机构断电，给两舱间磁浮作动器通电，产生大小已知的磁控力，驱动两舱运动；使分体式卫星的控制系统保持开环不控，采集分体式卫星在轨两舱的三轴角速度信息，拟合角速度曲线，得到三轴角加速度；结合两舱转动惯量特征，解算得到作用于两舱质心的控制力矩；结合磁浮作动器的安装位置，解算得到两舱三轴质心位置。本发明可以实现两舱质心的精确测量，为后续分体式卫星型号提供参考方法和计算模型，克服了在地面上受限于重力和展开部件的影响，难以准确辨识的技术难题。
体式卫星轨两舱质心辨识方法系统

[发明专利]双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统-CN202011481651.9有效
发明人： 洪振强;赵艳彬;吕旺;边志强;李文峰;张健;赵洪波 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2020-12-15 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统，包括如下步骤：根据双超卫星两舱(平台舱和载荷舱)质量特性和执行机构控制力矩及其角动量，规划姿态机动路径，并生成前馈控制力矩；根据姿态机动规划结果，结合两舱质量和两舱质心位置，生成两舱质心平动前馈控制力；设计前馈加反馈联合控制律，保证两舱解锁状态下姿态机动控制路径与规划路径一致，同时通过相对质心位置控制保证两舱不发生碰撞。本发明实现了双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的两大目标：一是快速调整载荷舱的空间指向；二是两舱不发生碰撞。本发明还可以为双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的具体工程设计提供依据。
卫星解锁状态姿态快速机动控制方法系统

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