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公开(公告)号：CN110764435A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911037983.5
申请日：2019-10-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于双星硬件在环的全配置实时仿真测试方法，其包含以下步骤：步骤1，两套卫星分别搭载实时仿真测试系统；步骤2，两套测试系统的数据通讯机制使用定周期互发的方式进行通讯交互，将其中一套测试系统作为时序主控端，另一套测试系统为被控端，被控端接收主控端信号的上升沿或下降沿触发的方式来完成校时工作；步骤3，使用软件补时的方式，以保证轨道数据的时间一致性，使两套测试系统之间的时间同步。本发明能够在工程约束条件下通过RS422串口通讯或UDP网口通讯两种方式进行通讯协议的交互，并且通过时间同步的方法来完成双星编队的编队测试任务。
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公开(公告)号：CN110595486A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910838243.5
申请日：2019-09-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供一种基于双星在轨遥测数据的半长轴偏差计算方法，针对双星轨道遥测数据，结合阈值判断，剔除错误数据；根据双星各自获取的轨道遥测数据文件，进行时间同步；在时间同步的基础上，对双星轨道遥测数据进行处理，建立以主星为原点的编队坐标系，确定两星的沿航向偏差；进行动力学补时，得到编队坐标系下切航平面内的相对位置，对其进行椭圆几何拟合，得到半长轴偏差。本发明的方法，能够克服入轨初期远距离情况下，轨道曲率对双星半长轴偏差确定造成的影响。与传统的平根直接差分或单点的沿航向漂移变化量估计等方法相比，本发明对半长轴偏差的确定精度提高较为明显。
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公开(公告)号：CN110553667A
公开(公告)日：2019-12-10
申请号：CN201910857315.0
申请日：2019-09-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，包括步骤：S1、在未发生热变形的星敏感器安装面，建立第一直角坐标系；S2、对星敏感器安装面进行温度控制，确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度；S3、以基准温度为起点，对星敏感器安装面进行升温操作，在星敏感器安装面选择一个测量点，测量该测量点在不同温度下相对于第一直角坐标系的变形度，得到若干组变形度测量向量；S4、通过多项式拟合所述若干组变形度测量向量，得到变形度测量向量的温度-形变拟合公式；S5、根据温度-形变拟合公式，计算星敏感器的热变形修正四元数；S6、根据热变形修正四元数修正星敏感器测量的惯性系四元数。本发明简单可靠，提高了卫星在轨姿态测量精度。
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公开(公告)号：CN106094529B
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201610559700.3
申请日：2016-07-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含：S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算编队保持控后偏差；S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。本发明能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。
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公开(公告)号：CN107193290A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710657019.7
申请日：2017-08-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于线动量交换的卫星编队有效载荷相对位置控制方法，该方法主要通过三级编队控制过程：第一级编队控制以星间基线为被控对象，选用推力器作为执行结构，消除初始偏差，控制精度达m级；第二级编队控制以星间基线为被控对象，采用二级气动板进行控制，消除大气摄动，控制精度达dm级；第三级编队控制采用线动量交换装置进行控制，消除引力摄动，控制精度达mm级，实现卫星编队有效载荷相对位置的精密控制。本发明的控制精度高，工程可实现性强，可节省燃料消耗，且控制针对性高。
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Patent Agency Ranking
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：CN106092096A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610390030.7
申请日：2016-06-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高精度轨道仿真中基于迭代逼近方法的卫星位置确定方法。本发明利用数值迭代方式，实现了不同坐标系下卫星位置的确定。根据初始输入的卫星运动状态进行轨道数值积分，得到惯性系下的位置、速度并转换为所要求的坐标系下的卫星运动状态，来执行位置确定判据的判断；将满足判据的时刻作为轨道数值积分的起始历元，将满足判据时刻惯性系下的位置、速度作为起始状态，以更小仿真步长进行轨道数值积分实现加密采集；执行逐步缩小仿真步长重复加密采集，直至卫星位置确定精度满足要求。通过本发明获取地固系下的升交点、跟随星在目标星编队坐标系下的位置信息及相应的运动状态，为轨道优化设计、编队导航设计提供了必要的输入。
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公开(公告)号：CN119535514A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411725173.X
申请日：2024-11-28
Applicant: 上海交通大学 , 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于相位补偿与微米级测量的星间优化相对导航方法，根据k‑1时刻空间相对状态xr|k‑1涉及的主星、副星状态xc|k‑1、xd|k‑1分别进行轨道数值递推，折算得到k时刻相对状态预测#imgabs0#后构造相对动力学模型并计算相对状态方程雅克比矩阵，构造量测模型的线性化雅克比矩阵以修正滤波误差协方差，同时在获得k时刻真实测量后，计算拟合残差、增益矩阵，计算状态更新以及状态协方差矩阵更新值。状态更新后获得主星、副星的相对位置、相对速度信息，由于天线相位中心存在偏差依然需要进行进一步计算补偿，最终得到修正后的空间相对导航信息。本发明通过相位中心的在线估计与补偿，显著提高了空间精密测量载荷的输出精度。
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公开(公告)号：CN119429179A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411486066.6
申请日：2024-10-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种严格回归轨道卫星的管道偏差全轨拟合方法，能够根严格回归轨道的的特点，基于参考轨迹坐标系和切轨平面对齐来进行单点管道偏差确定，还能够对至少一轨的数据进行计算和曲线拟合，并用拟合后的最大偏差作为卫星的管道偏差，从而进行卫星严格回归精度的综合分析，并有效克服了单点管道偏差计算的局限性，同时由于采用了曲线拟合的方法能够抑制单点错误数据对管道偏差计算的影响，使得计算结果更为准确可靠。
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公开(公告)号：CN111427671B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202010112769.8
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F9/48
Abstract: 本发明公开了一种星载软件多任务实现的管道导航计算方法，具体包括：1)采用“定时触发+条件触发”方式，姿轨控任务作为定时任务进行调度，管道导航任务由姿轨控任务判断并唤醒；2)优先保证姿轨控任务正确执行，任务优先级顺序：姿轨控任务>管道导航任务>背景任务；3)对任务间共享数据的读写操作进行保护，“上锁+解锁”，当前任务进行共享数据读写时占最高优先级，读写操作结束后恢复用户设置优先级。
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