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公开(公告)号：CN109696179A
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201811363164.5
申请日：2018-11-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种遥感卫星星敏感器热弹性误差估计方法，包括步骤：一、建立包含星敏感器热弹性误差的星敏感器测量模型；二、通过步骤一中星敏感器测量模型将载荷观测所获得的卫星本体坐标系下的卫星质心到地标的单位方向矢量转换到惯性坐标系中；三、利用卫星上GPS数据以及地标的地理数据结合坐标系转换获得惯性坐标系下的卫星质心到地标的单位方向矢量，与步骤二中含有星敏测量模型的惯性系下的卫星质心到地标的单位方向矢量建立等式关系，通过载荷的多次测量获得星敏感器测量模型，并估计出星敏感器热弹性误差。
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公开(公告)号：CN109677636A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811514152.8
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/242
Abstract: 本发明公开一种高精度双星编队对地观测轨道控制方法。该发明提供了一种双星工作时进行高精度悬停保持控制、非工作时采用自然椭圆绕飞控制的双模式组合控制方法。在高精度悬停保持控制中，设计前馈和反馈复合的实时闭环轨道控制器，保证主动星悬停在目标星上方，实现高精度对地观测任务。当自然椭圆绕飞时，设计实时闭环轨道控制器，保证主动星能粗精度跟踪所设计的自然椭圆绕飞轨迹，减少主动星的燃料消耗。通过上述方案，工作时可实现对地面特定区域的高精度观测，非工作时所需的燃料消耗少。
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公开(公告)号：CN105956348B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201610494135.7
申请日：2016-06-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种航天器动力学建模方法，用等效摆代替液体晃动的等效力学模型，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构，在铰链关节定义坐标系，定义基本联系算子，表征柔性体的弹性位移，递推计算柔性体的力和速度，判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，推导得出系统动力学方程。本发明不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。
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公开(公告)号：CN109587055A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811420730.1
申请日：2018-11-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04L12/715 , H04L12/721 , H04L12/751 , H04W40/02 , H04L12/24
Abstract: 本发明提供了一种微纳星群拓扑快速重建方法，其包括步骤为：星群网络拓扑构建；星群网络拓扑构型优化；星群拓扑快速重建。本发明用人工鱼群算法优化星群网络拓扑，网络通信距离短、拓扑生存时间长，实现最优的网络拓扑构型；针对拓扑动态变化以及网络节点增加或减少的问题，利用Dijkstra算法重新快速构建网络拓扑。本发明解决了空间网络动态拓扑优化与快速重建问题，可应用于大规模星群的复杂网络拓扑构建方面。
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公开(公告)号：CN109459017A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811508917.7
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种卫星星座自主导航方法。本方法针对高、中、低轨卫星星座自主导航，采用外部基准辅助星间链路测距的自主导航方式，首先在卫星星座中选取2-3颗基准卫星星安装X射线脉冲星导航仪完成X射线脉冲星导航以提供星座绝对信息，然后卫星星座完成基于星间链路的基准卫星-基准卫星、基准卫星-自主卫星、自主卫星-自主卫星星间测距，最后结合星座轨道动力学递推，利用扩展卡尔曼算法，完成星座的自主导航。该方法自主性强、可靠性高、适用范围广。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108803647A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810921584.4
申请日：2018-08-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明公开了一种用于动力学模型未知航天器姿态的无模型数据驱动控制方法，属于空间操控研究领域，具体涉及一种用于操控对象质量和惯量特性未知的空间航天器控制方法。其有益效果在于：1）与传统的控制策略相比，本发明不依赖于航天器的精确动力学模型，通过航天器的输入输出数据及敏感器测量数据就可以得到控制器的设计方法；2）在传统的紧格式离散数据动态线性化无模型自适应控制的基础上，引入航天器的激励响应特征，得到用于航天器的无模型自适应控制方法，控制收敛时间更短。
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公开(公告)号：CN106828982B
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201710138348.0
申请日：2017-03-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种冷气和离子复合推进系统，其包含：离子推进系统，用于航天器的主推进，其包含离子推进器、中和器、储供单元以及固态微波源；储供单元分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供氙气；固态微波源分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供微波；冷气推进系统，用于航天器的短时快速机动和姿态控制，其包含冷气推力器，离子推进系统的储供单元连接冷气推力器以向其提供氙气；电源，用于向离子推进系统以及冷气推进系统供电；控制器，用于对离子推进系统及冷气推进系统进行状态精确控制。其优点是：冷气推进实现航天器快速机能，离子推进实现长时间远距离加速，该推进系统比冲高。
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公开(公告)号：CN105973232B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201610570901.3
申请日：2016-07-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种低轨卫星星座自主导航方法，包含以下步骤：S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程；S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距；S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。本发明还公开了一种低轨卫星星座自主导航系统。本发明能够完成低轨卫星星座高精度自主导航，自主性强、成本低、可靠性高。
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公开(公告)号：CN107883925A
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201710812548.X
申请日：2017-09-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C11/00
Abstract: 一种导航星座星间观测目标卫星图像模拟方法，涉及星空图像模拟技术领域；主要包括如下步骤：步骤(一)、建立视线坐标系Olxlylzl、观测相机测量坐标系Ocxcyczc、观测相机像平面坐标系Opxpyp和观测卫星本体坐标系Obxbybzb；步骤(二)、计算目标卫星在星间观测相机像平面坐标系下实时位置坐标；步骤(三)、计算目标卫星的等效视星等和灰度值；步骤(四)、根据计算出的目标卫星的等效视星等m、观测相机像平面上各像素的灰度值gij以及目标卫星在星间观测相机像平面坐标系下位置坐标(x2d,y2d)，进行仿真模拟；本发明提供一种星间观测目标卫星图像的模拟生成方法，该方法能够完成导航星座星间观测目标卫星图像的模拟生成。
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公开(公告)号：CN107807656A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201711193756.2
申请日：2017-11-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种双星编队一体化建模方法，包括如下步骤：步骤一、利用有限元法和积分方法，计算动态条件下挠性附件相对于挠性体卫星质心的对偶动量；步骤二、利用有限元法和积分方法，计算动态条件下第一中心刚体相对于挠性体卫星质心的对偶动量；步骤三、计算动态条件下挠性体卫星相对于挠性体卫星质心的对偶动量；获得挠性体卫星姿态轨道一体化动力学方程；步骤四、利用有限元法和积分方法，计算动态条件下刚体卫星相对于刚体卫星质心的对偶动量；获得刚体卫星姿态轨道一体化动力学方程；步骤五、根据步骤三中的挠性体卫星姿态轨道一体化动力学方程和步骤四中刚体卫星姿态轨道一体化动力学方程，获得双星编队姿轨一体化动力学方程。
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