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[发明专利]一种提高星敏感器和陀螺在轨联合滤波精度的方法-CN202110767452.2有效
发明人：王新;吴敬玉;郭思岩;钟超;陈撼 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2021-07-07 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： G01C21/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种提高星敏感器和陀螺在轨联合滤波精度的方法，包括：获取陀螺测量的卫星三轴惯性角速度，根据所述惯性角速度，得到卫星姿态角速度，并根据卫星运动学方程得到卫星姿态四元数估计值；根据所述卫星姿态四元数估计值和由星敏感器数据计算的姿态四元数，得到姿态误差四元数；进行状态滤波，得到姿态误差四元数估值和陀螺常值漂移残差的估值，本发明通过分步改变滤波增益系数，达到滤波快速收敛和稳态高精度滤波的效果，适用于具有频繁姿态机动功能的卫星姿态确定系统，该方法仅改变滤波增益系数，滤波收敛后切换系数可提高卫星姿态确定精度，星载软件也可方便实现，具备工程实用性。
一种提高敏感陀螺联合滤波精度方法

[发明专利]一种控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的方法及系统-CN201910932966.1有效
发明人：李小斌;吴敬玉;王新;陈撼;钟超;陈秀梅;郭思岩 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-09-29 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的方法及系统，该方法采用控制力矩陀螺群故障模拟仿真测试的系统进行故障模拟仿真测试，所述的系统包含故障模拟控制台、数学模型上位机和数学模型下位机；所述的数学模型下位机搭载实时仿真系统，在运行所述的数学模型上位机加载的控制力矩陀螺群数学模型后，所述的数学模型下位机模拟所述的控制力矩陀螺群真实单机的输入输出功能，并接收所述的故障模拟控制台的指令，模拟控制力矩陀螺群故障，输出运行状态数据及异常信息给所述的数学模型上位机。本发明可以对可预见的各种控制力矩陀螺群的各种故障进行验证，对发生故障后姿轨控软件故障诊断和隔离措施进行测试。
一种控制力矩陀螺故障模拟仿真测试方法系统

[发明专利]一种小推力航天器自主轨道控制方法-CN202210554564.4在审
发明人：刘德庆;裴甲瑞;吴敬玉;陈秀梅;张增安;陈撼;郭思岩;胡文坤;钟金凤;杨董 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2022-05-19 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明针对近地圆轨道小推力卫星，提出一种小推力航天器自主轨道控制方法。生成的轨控策略优先考虑以阴影区中心点作为轨控中心时刻，提高了轨控前和轨控后卫星处于阳照区的可能性，利于整星能源保证；生成的轨控策略在卫星最近一次入境时间之后，实现卫星入境经地面测控系统确认无碰撞风险之后才会自主执行轨控。
一种推力航天器自主轨道控制方法

[发明专利]卫星的长期对日跟踪控制方法-CN202010705648.4有效
发明人：张涛;郭思岩;高四宏;林新迪 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2020-07-21 - 公布日： 2022-01-28 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开了的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，所述方法包括：控制卫星的X、Y轴实现卫星的‑Z轴对日跟踪；卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内。本发明通过将卫星的X轴控制到轨道平面，建立了卫星一个稳态区域，减小了星体角动量的累积，解决了安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星重力梯度力矩大，无法长期保持对日跟踪的问题。
卫星长期对日跟踪控制方法

[发明专利]一种卫星姿态机动异常时的自主模式切换方法-CN201910933636.4有效
发明人：王新;张艳召;郭思岩;陈撼;陈秀梅 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-09-29 - 公布日： 2021-07-06 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种卫星姿态机动异常时的自主模式切换方法，该方法包含：当卫星从长期稳态机动到其它任意姿态时，卫星要自主判断姿态是否满足进入全姿态捕获模式的条件；若不满足，卫星自主判断在非长期稳态下停留的时间或太阳电池阵状态是否正常，如果不正常则转入全姿态捕获模式或机动回长期稳态，若正常则判断卫星是否收到姿态机动指令，若收到，卫星根据姿态机动指令的机动条件转换状态；若未收到，卫星保持在非长期稳态。其优点是：通过设置合理的姿态机动判断条件和自主模式切换条件，在实现卫星在轨姿态机动功能的前提下，同时要确保卫星电源安全，可提高卫星在轨自主姿态控制时的安全性。
一种卫星姿态机动异常自主模式切换方法

[发明专利]一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法-CN201710948125.0有效
发明人：刘德庆;彭仁军;张子龙;吴敬玉;钟超;吴德安;郭思岩;张涛;高四宏 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-10-12 - 公布日： 2020-11-03 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种卫星姿态机动路径规划的参数设计方法，包含：S1，确定卫星机动轴转动惯量Ig，卫星的执行机构在机动轴最大输出角动量Hmax，所述的执行机构最大输出力矩Tmax，以及执行机构的机动角度φ；S2，预设一过渡段时间上限值τa和过渡段时间下限值τb，并根据所述的Ig、Hmax、Tmax和φ，求取最大角速度a、最大角速度ωmax和过渡时间τ。
一种卫星姿态机动路径规划参数设计方法

[发明专利]快速计算太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角的方法-CN201710236509.X有效
发明人：王文妍;王新;郭思岩;陈秀梅;万亚斌 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-04-12 - 公布日： 2020-08-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种快速计算太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角的方法，包含：S1、选取卫星运行一年中的春分、秋分、冬至、夏至四个时间点；S2、计算其中一个时间点相对标准历年J2000.0和该时间点相对观测时刻之间用儒略世纪数表示的时间间隔；S3、根据步骤S2获得的时间间隔计算该时间点对应的太阳在地心黄道坐标系的平均椭圆轨道参数；S4、根据步骤S3中获得的平均椭圆轨道参数计算该时间点卫星的升交点赤经；S5、计算一圈中太阳矢量在轨道面的投影，求得一圈中太阳矢量与星敏感器视场的夹角；S6、重复步骤S2~S5，分别计算出春分、秋分、冬至、夏至四个时间点对应的太阳矢量与星敏感器视场的夹角，取其最小值即为太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角。
快速计算太阳光太阳同步卫星敏感最小夹角方法

[发明专利]一种存储器数据分层校验方法-CN201710035619.X有效
发明人：陈为伟;张增安;林荣峰;吴敬玉;郭思岩 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-01-17 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： G06F11/07 文献下载
摘要：一种存储器数据分层校验方法，对存储器的所有空间进行读操作，如果发现存储器单位翻转异常，将读取的该单位翻转异常地址的数据作为操作数回写到该单位翻转异常地址，完成对存储器单位翻转异常的修复，如果发现存储器多位翻转异常，将该多位翻转异常的地址本身作为操作数回写到该多位翻转异常地址，并标记该多位翻转异常地址，对该多位翻转异常地址中存储的三份完全相同的数据进行“三取二”检查，将“三取二”检查结果作为操作数回写到该多位翻转异常地址。本发明快速准确地定位发生存储器多位翻转异常的地址空间，能及时纠正存储器单位翻转异常和多位翻转异常，保证存储器中的存储数据持续稳定可靠，软件实现简单，成本低廉。
一种存储器数据分层校验方法

[发明专利]斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法和系统-CN201710146953.2有效
发明人：王新;钟超;王文妍;郭思岩;裴甲瑞 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-03-13 - 公布日： 2020-01-03 - 主分类号： B64G1/28 文献下载
摘要：本发明公开一种斜飞大惯量耦合卫星的常值干扰力矩补偿方法，该补偿方法包含：在稳态下对卫星姿态动力学方程进行简化；根据X、Z轴之间的动力学耦合关系，得到X、Z轴陀螺力矩；根据X、Z轴陀螺力矩与常值干扰力矩之间的关系，得到X、Z轴的偏置角动量；根据获得的偏置角动量进行磁力矩器卸载，实现角动量偏置。本发明采用了角动量偏置产生陀螺力矩补偿的方法，通过磁卸载很容易实现角动量偏置，通过补偿常值干扰力矩有利于控制系统的角动量管理，在磁力矩器一定的条件下可避免卫星角动量出现饱和，解决了角动量交换姿态控制系统中，因常值干扰力矩引起的角动量易饱和的问题，取得了角动量偏置应用于卫星姿态控制磁卸载的有益效果。
斜飞大惯量耦合卫星干扰力矩补偿方法系统

[发明专利]一种卫星半物理仿真试验中星地时间同步的测试方法-CN201710293551.5有效
发明人：张云霞;吴敬玉;李小斌;郭思岩;石晓涵 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-04-28 - 公布日： 2019-09-06 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种卫星半物理仿真试验中星地时间同步的测试方法，包含：S1、建立卫星动力学仿真模型，并运行至卫星动力学仿真计算机中；S2、产生同步的秒脉冲信号，分别发送至星上计算机和卫星动力学仿真计算机；S3、卫星动力学仿真模型实时接收星上计算机发送的时间信号，与秒脉冲信号对应的时间信号比较，判断正确后作为轨道计算时间，并计算得到卫星姿态四元数；S4、采用星敏感器电信号源接收卫星动力学仿真计算机发送的卫星姿态四元数，模拟在轨星空并传输至星敏感器，再通过星敏感器与星上计算机形成闭环控制。本发明可减少数据传输中的时间延迟，保证星上计算机与地面卫星动力学仿真计算机的时间同步，提高卫星控制系统的测试精度。
一种卫星物理仿真试验时间同步测试方法

[发明专利]一种星敏感器非高频误差在轨修正方法-CN201710237147.6有效
发明人：王文妍;汪礼成;郭思岩;张增安;周胜良 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-04-12 - 公布日： 2019-08-13 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其包含以下步骤：S1、计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，使姿态四元数S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏置角对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正。其优点是：极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。
一种敏感高频误差修正方法

[发明专利]一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法-CN201610972413.5有效
发明人： 郭思岩;王文妍;钟金凤;张艳召;石晓涵;张云霞;李小斌 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-11-04 - 公布日： 2019-03-26 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种双星敏感器在轨实时交互的修正方法，包含：根据第一、第二星敏感器输出的卫星姿态四元数信息，以及第一、第二星敏感器与卫星本体的安装关系，得到基于第一、第二星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，并分别与星上轨道计算的当前时间进行同步计算；根据时间同步后的两个星敏感器的卫星本体坐标系相对地心惯性坐标系的四元数信息，计算第一星敏感器与第二星敏感器之间的实时交互的修正偏差，最终对第一或第二星敏感器进行实时交互修正。本发明能降低星敏感器与卫星基准之间因慢变及形变而引起的姿态偏差，保证卫星高精度的三轴姿态确定精度。
一种双星敏感实时交互修正方法

[发明专利]一种单轴机动航天器的输入成型控制方法-CN201610976806.3有效
发明人： 郭思岩;吴敬玉;王新;钟超;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-11-07 - 公布日： 2019-01-22 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，包含：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。本发明适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
一种机动航天器输入成型控制方法

[发明专利]一种卫星控制系统电缆网的设计方法-CN201710283128.7在审
发明人：裴甲瑞;陆智俊;陈撼;郭思岩;秦捷 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-04-26 - 公布日： 2017-08-29 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种卫星控制系统电缆网的设计方法，包含如下步骤S1，导入卫星控制系统的产品接口数据单；S2，检查并分析产品接口数据单；S3，提取产品接口数据单的产品接点信号特征，并按照匹配规则，得出电缆接点关系；S4，根据所述的电缆接点关系得出电缆连接关系，并进而得出电缆的加工关系。本发明能够在仅需完善产品接口数据单（IDS）而不增加其他设计内容的基础上，能快速完成电缆网相关设计，包括电缆接点表、电缆连接图及电缆加工图，其优点是简单高效，可靠性高，通用性强，大大提高设计的正确性，降低设计人员的劳动强度。
一种卫星控制系统电缆设计方法

[发明专利]一种星敏感器安装热变形修正方法-CN201710202807.7在审
发明人：吴敬玉;郭思岩;石晓涵;钟超;钟金凤 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-03-30 - 公布日： 2017-07-11 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种星敏感器安装热变形修正方法，包含如下步骤S1，在卫星遥控注数模块中，预留热变形修正参数上注接口；S2，将第一星敏感器接入系统，整理其接入后多轨遥测下传数据，提取有效的卫星姿态角、第一、二星敏感器的测量姿态角和卫星的纬度幅角的数据；S3，将第二星敏感器的测量姿态角与卫星姿态角比较得出第二星敏感器姿态偏差；S4，通过傅里叶级数拟合函数表示第二星敏感器的测量姿态角偏差与卫星纬度幅角的关系，并求取所述的傅里叶级数拟合函数的相关系数；S5，将拟合的参数值通过遥控注数包上注到卫星遥控注数模块中。
一种敏感安装变形修正方法

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