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公开(公告)号：CN111238485B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202010144111.5
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于导航敏感器拍摄火星图像的系统误差自补偿方法，直接利用直接利用火星导航敏感器所拍摄的火星图像，实现对自主导航系统误差的高精度辨识与补偿，得到更加精确的火星探测器自主导航信息。本方法主要包括4个步骤：1)引入火星整体成像自主导航系统误差模型，建立包含光轴偏差及姿态确定偏差等系统误差的火星自主导航系统；2)求取导航时段的系统误差的条件期望，解算条件期望最大时的系统误差值；3)将更新的系统误差值回代火星导航系统，迭代更新；4)以收敛的系统误差值更新火星自主导航系统，对系统误差进行补偿，得到后续精确的导航结果。
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公开(公告)号：CN111174779B
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN201911202097.3
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，包含步骤：S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系,基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；S6、基于位置/速度误差修正量惯性‑天文组合导航。本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，能够在飞行器在轨实时导航时，抑制惯性导航累积误差。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111547274A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010198004.0
申请日：2020-03-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种航天器自主高精度目标预报方法，首先对目标航天器各长期项轨道摄动进行建模和理论分析，并结合星载计算机的处理能力，对摄动力进行简化建模。由初始的平均根数，结合摄动模型，求取目标当前时刻的平根；建立短周期项摄动方法，由当前的平根，结合短周期摄动，求其当前的瞬时根数。不同于常规的轨道根数递推，不能忽略偏心率的影响。该方法有效实现了目标在轨高精度预报，为实现航天器自主控制创造条件。
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公开(公告)号：CN111426333A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010117433.0
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及基于几何方法的火星导航敏感器图像形心精确修正方法，属于火星导航敏感器图像修正技术领域；包括如下步骤：步骤一、对火星敏感器拍摄的火星图像进行判别，当火星图像为A类型图像时，进入步骤二，否则火星图像为B类型图像，进入步骤三；步骤二、采用A类型修正算法，对火星图像进行修正，计算真实火星中心在火星敏感器成像面M的投影；步骤三、采用B类型修正算法，对火星图像进行修正；计算真实火星中心在火星敏感器成像面M的投影；本发明能够无差的找出火星中心在火星敏感器所拍摄的火星图像的等效投影。
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公开(公告)号：CN109682397A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811553380.6
申请日：2018-12-18
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种不受历史数据影响快速收敛的地面静态对准方法，包括如下步骤：步骤1，将惯组陀螺角速率和加表比力转换到准北东地坐标系及预处理；步骤2，基于准北东地坐标系北向和东向比力估计水平失准角及分段处理；步骤3，基于准北东地坐标系东向角速率估计方位失准角及分段处理；步骤4，基于水平和方位失准角，利用四元数乘法计算精对准角度。本发明基于动态修正的准北东地坐标系进行精对准，惯组姿态变化后不受历史数据影响，能够快速收敛到新对准姿态。该地面静态对准算法简单，收敛速度快，易于工程应用。
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公开(公告)号：CN106153051B
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201610493980.2
申请日：2016-06-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种航天器组合导航方法，基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航，解决了由于加表存在漂移不能长时间基于惯导输出的位置/速度计算轨道参数问题。基于星敏与地平仪确定的地心指向偏差修正惯导输出的位置和速度，惯性‑天文组合导航可以抑制惯导累积误差，本发明在星上GNSS兼容机异常，且没有地面实时上注轨道参数等异常情况下，利用星敏与地平仪惯性‑天文组合导航输出的位置/速度计算相应的轨道参数，可以确保基于星敏确定本体相对轨道系的姿态。与现有技术相比，其优点和有益效果在于算法简单、有效，且易于工程实现。
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公开(公告)号：CN105955283A
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201610370253.7
申请日：2016-05-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0825
Abstract: 本发明公开了一种多轴快速姿态机动喷气控制方法，该方法包含：飞行器获取从当前姿态角转向目标姿态角对应的偏差四元数；飞行器根据最大机动角速度，结合PD控制方法对偏差四元数进行限幅处理；飞行器根据已限幅的偏差四元数分解滚动、俯仰、偏航三通道的偏差姿态角；飞行器采用PD控制方法得出姿态机动喷气控制指令。本发明克服了星体作大角度机动运动时欧拉角描述带来的奇异性；通过对偏差四元数的等比例限幅并结合PD控制规律对最大机动角速度进行限制，在实现最优路径的多轴快速姿态机动控制的同时保证了机动的安全性。
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