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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：CN114987799A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210523281.3
申请日：2022-05-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自旋状态下相对滚动容错控制方法，可用于某些在轨服务过程中相对姿态控制任务。对于某些针对在轨服务飞行器，一般配备相对位姿测量设备以获取服务飞行器与服务对象之间的相对位置与相对姿态信息。作为服务飞行器控制系统的关键组成部分，相对位姿测量设备决定着轨服务任务的成败。但是目前的相对位姿测量设备受到各种各样工作环境的约束，一旦这些设备不能正常输出数据，在轨任务将无法正常开展。本发明提供了一种相对姿态控制中的姿控系统容错控制策略，在设备正常工作的过程中突然停止数据输出时，能够自主重构姿控系统，并以最小系统的形式保证服务飞行器姿态的稳定输出，保证在轨服务任务的顺利开展。
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公开(公告)号：CN110723317B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201910911663.1
申请日：2019-09-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，在对目标星的整个拖拽过程中，利用任务星上的绳系收放装置输出恒定的小张力，保持连接于任务星和目标星之间的系绳张紧；具体包括以下步骤：步骤1：建立任务星和目标星各自的质心动力学方程和姿态动力学方程，以及系绳的动力学模型；步骤2：以拖曳方向为目标进行组合体姿态机动；步骤3：任务星通过系绳拖曳目标星离轨，期间控制组合体姿态，使其朝向拖曳方向。本发明基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，利用绳系收放装置产生恒小张力，既保证系绳张紧无缠绕风险，也保证系绳张力不会过大无断裂风险，将抓捕目标稳定安全地拖曳至坟墓轨道。
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公开(公告)号：CN110712772B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201911045706.9
申请日：2019-10-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明公开了一种基于飞网张力控制的旋转目标姿态稳定方法，利用飞网捕获旋转目标，包含：步骤1，输入主星与绳结连接方向、旋转目标与主星的相对姿态，作为稳定控制的输入参数；步骤2，以本时刻增大或降低飞网张力对旋转目标姿态造成的影响为判断依据，明确控制目标。本发明以主星与系绳绳结连结方向及目标的姿态角为输入，设计了一种基于飞网张力的旋转目标姿态稳定控制策略，通过增大或减小飞网系绳所受张力来产生目标所需的控制力矩，达到拖曳离轨过程中抑制目标章动角以避免绳网缠绕造成的危险。本方法简单可行，易于工程应用。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN114995475B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202210523283.2
申请日：2022-05-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/49
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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公开(公告)号：CN114995187A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210523120.4
申请日：2022-05-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种光学类跟瞄单机半物理闭环测试系统及方法，测试系统的组成包括：光学类跟瞄单机、星载控制计算机、动力学仿真机、光学类跟瞄单机模拟器、模拟数管计算机、遥测显示终端计算机、数据库及电源。测试方法的步骤包括：半物理闭环测试系统搭建、地面设备及星载控制计算机运行、光学类跟瞄单机输出测量数据、光学类跟瞄单机测量数据接入半物理闭环测试系统和光学类跟瞄单机闭环半物理测试方法性能评估。本发明利用光学类跟瞄单机模拟器，对内部算法的功能进行有效性的验证，此外，将单机数据通过该套半物理闭环测试系统接入控制系统闭环，对单机与控制系统的匹配性及控制系统的性能及鲁棒性进行充分的测试，可用于在轨服务任务地面半物理闭环测试。
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公开(公告)号：CN111367304A
公开(公告)日：2020-07-03
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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