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公开(公告)号：CN107065930A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710404048.2
申请日：2017-06-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种复杂约束严格回归轨道控制方法，包含如下步骤：S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略。本发明能够星上自主实现3维高精度空间管道控制。
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公开(公告)号：CN110865902B
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN201911025089.6
申请日：2019-10-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星姿轨控分系统管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法，该方法将参考轨道数据存储至星载计算机的EEPROM三份不同地址中，参考轨道数据按照CCSDS数据格式进行组帧，星载系统首先进行三取二诊断，诊断正常则时按照数据格式进行反解，三取二异常则自动修复异常数据包，之后对数据包进行反解，反解失败则给出异常状态，并停止管道导航。本发明软件复位或星载计算机断电后数据不丢失，且在轨期间更改参考轨道的所有过程均由软件批处理完成。本发明既可以用于地面试验时管道航道的参考轨道上注，也可以用于卫星在轨运行期间在不复位且不影响卫星姿态轨道控制的前提下完成参考轨道的上注。
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公开(公告)号：CN111273692B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202010113560.3
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种编队构形控制策略自主诊断方法，具体步骤包含：步骤1卫星在计算编队控制策略前，进行与策略相关的状态检查；步骤2卫星根据当前的编队构形参数，对控制策略Δvi进行正确性自主诊断；若诊断通过，则进入下一步；否则，置告警标志；步骤3控制速度增量序列Δvi诊断通过后，根据当前星上时间、推力器实际推力以及卫星质量，将Δvi转化为控制指令序列(Tpi，Lti)，并进行控制指令正确性自主诊断；若诊断通过，则执行指令；否则，置告警标志。
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公开(公告)号：CN111290433B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202010113558.6
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种长期自主编队联合管道保持方法，包含：1)卫星计算确定空间管道的实际管径Rt，判断Rt是否满足条件；2)判断编队主星当前实际倾角值与星载计算机预存的目标倾角值之间偏差绝对值是否满足条件；3)编队主星根据平面内轨道参数调整量生成两脉冲控制策略与控制指令；通过星间链路将编队主星生成的控制策略和指令传送给编队辅星；4)编队主星根据平面内和平面外轨道参数调整量生成联合控制策略与控制指令控制；通过星间链路将控制指令传给编队辅星；5)完成长期自主的编队联合管道控制。
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公开(公告)号：CN111367312B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202010113557.1
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种多星串行编队安全协同防碰撞规避方法，包含：1)多星编队卫星系统中每颗卫星根据相对测量敏感器实时获取先后相邻卫星相对本星的相对位置Rci和相对速度Vci；2)每颗卫星自主判断(Rci，Vci)是否在安全区域；若是，表明星间状态正常；若不是，进行下一步判断；3)每颗卫星根据相对测量敏感器编号标志，判断是前星异常接近还是后星异常接近；若前星接近，则本星执行抬升轨道控制，将轨道升高Δa；若后星接近，则本星执行降低轨道控制，将轨道降低Δa；4)根据轨道半长轴控制量Δa，计算单脉冲控制时长指令Δt并执行，控制结束600s后，重复步骤1～步骤3，直到每颗卫星自主判断是否在安全区域内。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112093079B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202010986065.3
申请日：2020-09-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，包括：对参考轨道采样点所对应的数据进行处理；确定入轨状态，使所述入轨状态与所述参考轨道采样点初步匹配；对参考轨道采样点的基准时间进行修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获。本方法能够克服实际发射入轨时存在发射日期、发射时刻或入轨精度造成的航天器与参考轨道之间偏差较大的问题，本发明的新方法针对参考轨道采样点的数据处理；根据发射入轨的实际状态确定与参考轨道采样点的初步匹配；参考轨道采样点的基准时间精确修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获等流程步骤，能够实现严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获。
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公开(公告)号：CN107092756B
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN201710282612.8
申请日：2017-04-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种基于磁流体动力学效应的角速度传感器建模方法，包含以下步骤：步骤S1，建立传感器探头的传递模型；步骤S2，建立初级放大变压器的传递函数；步骤S3，建立后端仪用放大电路的传递特性；步骤S4，根据步骤S1，S2及S3所得到的结果，构建传感器的整体模型。本发明系统给出了传感器探头模型，变压器模型，后端放大电路模型及三者构成的传感器全过程模型。该方法可定量分析出某些设计参数下，传感器对应的频响特性；也能通过其传递模型，对传感器中的相关参数进行优化选型设计，对传感器在实际研制过程中起到指导作用。
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公开(公告)号：CN111624897A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010582238.5
申请日：2020-06-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及一种面向全寿命卫星编队及轨道控制全流程仿真验证方法。通过仿真运行环境初始化，设置仿真的基本变量参数；根据仿真任务规划变量，将仿真任务划分为一系列子任务，对其依次序编号及仿真；其中，子任务为非推力器喷气控制任务时，采用大步长进行快速仿真；子任务是推力器喷气控制任务时，采用小步长进行高精度仿真；将仿真数据带上绝对时间标志顺序存入仿真任务数据总存储变量中，执行下一个子任务的仿真；直到子任务号大于规划的数值，全流程仿真总任务完成。本发明能够在满足编队控制仿真长期性与高精度性特点的前提下，完成全寿命期间卫星编队及轨道控制全流程性仿真工作，同时实现时间效率与仿真精度均衡优化。
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公开(公告)号：CN107246875B
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN201710532819.6
申请日：2017-07-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种精密编队任务下星间相对姿态确定方法，包含如下步骤：S1，基于测量维数约束完成发射/接收天线布局配置设计；S2，根据星间测量信息，建立星间相对姿态关系及不依赖于卫星质心的星间相对姿态关系；S3，通过滤波算法计算星间相对状态的实时信息。本发明能够实现复杂条件下在轨实时星间相对姿态确定。
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公开(公告)号：CN111422379A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010202067.9
申请日：2020-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种编队卫星协同轨道控制方法，通过遍历主星轨道控制点对应的纬度幅角，利用该纬度幅角计算所得轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角与当前实际编队卫星编队构形状态参数进行比较，最终选取最能满足条件的纬度幅角作为控制点对应的纬度幅角，并利用选取的纬度幅角计算编队卫星中主星与其他辅星的起控喷气时刻，本发明尽可能减少了轨道控制对编队构形破坏，采用同时启动，控制量相同的方法，能够通过星上自主实现，流程清晰，计算精度高。
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