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公开(公告)号：CN117490724A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311629808.1
申请日：2023-11-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于毫米波雷达导航的地面验证系统和验证方法，地面验证系统包括毫米波雷达子系统、雷达重力补偿系统、动力学模块、毫米波雷达回波模拟系统、六自由度运动控制系统和导航解算及评估模块。毫米波雷达子系统用于测量跟踪目标之间的相对距离和角度；雷达重力补偿系统用于模拟失重环境；动力学模块生成位置和姿态模拟信息；毫米波雷达回波模拟系统发射回波信号；六自由度运动控制系统控制测试信号发射天线移动；导航解算及评估模块行评估导航结果。本发明的用于毫米波雷达导航的地面验证系统和验证方法，在地面模拟在轨环境验证毫米波雷达子系统在飞行器半物理测试中的完整应用，并对毫米波雷达子系统的导航精度进行评估。
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公开(公告)号：CN110849331B
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN201911066303.2
申请日：2019-11-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C11/04
Abstract: 本发明公开一种基于三维点云数据库模型的单目视觉测量与地面试验方法，目标的位置和姿态发生变化时，其在相机中的成像也会发生变化；利用三维重建得到目标的三维点云数据，通过相机标定得到相机的参数，采用OpenGL技术渲染生成目标模拟图像；通过构建模拟图像与实拍图像的关系实时确定目标的位置和姿态；地面试验设备包含分别用来安装目标模型及测量所使用的相机的两个试验台及其控制台，通过控制两个试验台的平动和转动来模拟太空环境中目标和飞行器的相对运动；将相机测量输出的位置和姿态与控制台的控制数据进行比较，进行地面试验验证。本发明可应用于空间失控失稳目标的在轨维修与服务，方法简单、精度高，流程清晰，易于实践，具有推广价值。
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公开(公告)号：CN111319796B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010128895.2
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明一种基于电推轨道转移的姿态控制方法及系统，可应用于持续推力作用的长期轨道转移任务，在深空探测等需要进行长时间小推力轨道转移任务中，为了保证轨道控制精度，需要保证平台姿态时时跟踪变轨期望姿态。为了降低长期轨道转移中的燃耗，姿态控制尽可能基于电推进行。本文针对配有单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)和电推二维矢量机构的飞行器，提出了一种电推转移过程中的姿态控制策略，由力矩陀螺进行X轴的姿态控制，由二维矢量机构和电推配合进行Y/Z轴的姿态控制，实现尽可能在节省燃耗的基础上实现飞行器的姿态控制任务。
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公开(公告)号：CN110861791A
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201911081960.4
申请日：2019-11-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，包括如下步骤：步骤1，在实时仿真系统上建立目标星和任务星的动力学模型，并输出两星的位置、姿态信息；步骤2，对两星的运动状态进行模拟，具体包含：步骤2.1，将目标星模拟器和任务星模拟器安装在双六自由度运动模拟系统上；步骤2.2，将安装有目标星模拟器和任务星模拟器的双六自由度运动模拟系统置于微波暗室中，微波暗室设有太阳模拟器，用于模拟太阳光对目标星的不同照射条件；步骤2.3，以步骤1输出的两星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动运动和转动运动，实现对两星运动状态的模拟；步骤3，对导航性能进行评估。
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公开(公告)号：CN119642803A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411494475.0
申请日：2024-10-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于转台的星载导航接收机三天线RTK测试系统及方法，测试系统包括三天线模块、星载导航接收机、光纤陀螺惯导模块、地检转换模块，涉及测试方法采用光纤陀螺实时测量转台姿态信息用于测量值归算，通过室外转台旋转实收的方式验证了三天线交替RTK技术的可行性，通过实时解算+事后数据处理方式实现了全物理仿真对于星载导航接收机多天线RTK测量精度的地面评估。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111367304B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202010117431.1
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于双重异构力矩陀螺群的执行机构配置及使用方法，包括如下步骤：步骤一、采用双重异构的力矩陀螺群构型进行配置，并结合实际任务需求，进行布局安装；步骤二、经姿态控制律得到指令控制力矩后，将指令控制力矩拆分为两部分，分别交由两种构型进行执行；步骤三、当两种构型中的任一构型达到卸载触发条件后，对两种构型进行角动量卸载。本发明在实现任务需求的基础上降低了对质量、功耗的需求，节省了大量的资源，具有较强的工程实用价值。
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公开(公告)号：CN111272177A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010129670.9
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于时间对准的间接滤波相对导航方法及系统，利用测量单机对目标星进行相对测量，对相对测量的结果进行滤波处理，便可以得到需要的相对导航信息。测量单机的输出频率与导航滤波算法周期的不一致，导致数据之间存延时，通过对两者的时间进行对准，降低延迟对导航滤波算法精度的影响；受限于测量范围的限制，通常追踪星在超近距离段会配备多台测量单机，每台测量单机输出的相对测量信息的定于不一致，为了在切换不同测量单机进行相对导航滤波的过程中，导航算法不需要重新收敛，对不同测量单机的输出量进行预先处理，使用间接滤波的方法进行相对导航的滤波输出。
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公开(公告)号：CN110576983A
公开(公告)日：2019-12-17
申请号：CN201910790443.8
申请日：2019-08-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种轨道转移过程中的姿态确定方法，该方法包括以下步骤：步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵；步骤2：当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到平行阈值时，对步骤1建立的期望姿态参考坐标系进行避奇异处理。本发明考虑飞行器姿态在保证推力方向的基础上进行太阳帆板对日指向的约束，建立了目标姿态参考坐标系，实现了姿态控制量的解算。同时充分考虑整个轨道转移过程中太阳方向矢量与飞行器本体的相对姿态关系，对姿态确定策略进行了避奇异处理，保证了姿态确定测量始终能够进行有效数据输出。
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公开(公告)号：CN109760852A
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201811514153.2
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/10
Abstract: 本发明公开了一种微卫星集群在轨自主组装的大规模飞行器，该大规模飞行器由数千颗单元星、1颗中心星和1颗馈源星通过在轨自主组装和精密编队的方式构成；所述每颗单元星安装有三根可伸缩电磁对接杆，实现与三颗相邻单元星的机械对接，并在对接后实现星间有线能源和信息传输；数千颗所述单元星通过所述电磁对接杆组装构成大口径多功能天线面；所述中心星通过6根可伸缩电磁对接杆，与6颗单元星对接，并组装在天线面中心位置，作为整个大规模飞行器的信息、能源、控制中心；所述馈源星与所述天线面构成精密编队，精确保持在天线面型的焦点处。本发明避免了超大口径天线的在轨展开与构型保持难题。
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公开(公告)号：CN114995475A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210523283.2
申请日：2022-05-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了指向过程中的保测控控制方法，可用于某些在轨服务过程中姿态控制任务。对于某些针对在轨服务任务设计的飞行器，一般配备光学载荷以保证能够实现与目标的相对测量。此外，绝大多数常规卫星都会配置与地面通信的测控天线以保证天地通信正常。本文提出了一种视线指向中测控对地姿态控制，保证严格对目标指向的过程中实现测控的对地，结合测控天线自己的波束角，以保证天地顺利通信。
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