公开(公告)号：CN111367312A

公开(公告)日：2020-07-03

申请号：CN202010113557.1

申请日：2020-02-24

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 陈桦 ,  陈筠力 ,  完备 ,  王嘉轶 ,  刘美师 ,  龚腾上 ,  王文妍 ,  杜耀珂 ,  钟超 ,  崔佳 ,  岳杨 ,  何煜斌

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。

公开(公告)号：CN110850842A

公开(公告)日：2020-02-28

申请号：CN201911071244.8

申请日：2019-11-05

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 王嘉轶 ,  王文妍 ,  杨盛庆 ,  崔佳 ,  完备 ,  何煜斌 ,  陈筠力 ,  刘美师 ,  朱郁斐 ,  贾艳胜

IPC: G05B23/02 ,  G01C25/00

Abstract: 本发明公开了一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法，该模拟系统包含仿真机系统，其分别与动力学系统、上位机、若干种星载真实单机以及终端外部设备连接并进行数据交互；仿真机系统包含：通过PCIe总线架构连接的xPC目标机板卡，及，若干接口板卡；xPC目标机板卡运行xPC Target实时操作系统，接收动力学系统的输入单机模型数据，接收来自上位机的操控软件指令，运行单机模型。本发明提供了一套完整的仿真机信号转换接口，完成由仿真端单机模型到真实星载单机信息流的转化。该系统能够在单机无法同时齐套条件下实现卫星半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟，提高卫星半物理测试阶段的测试试验效率。

公开(公告)号：CN110824891A

公开(公告)日：2020-02-21

申请号：CN201911121071.6

申请日：2019-11-15

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 崔佳 ,  陈筠力 ,  王文妍 ,  王嘉轶 ,  刘美师 ,  何煜斌 ,  完备 ,  杨盛庆 ,  朱郁斐 ,  贾艳胜

IPC: G04G7/00 ,  G04G5/00

Abstract: 本发明公开了一种适用于双星编队的半物理仿真校时系统及校时方法，该系统包含以下：外部时钟源、若干时钟信号处理模块、及若干实时仿真机；且所述外部时钟源与所述若干时钟信号处理模块串行连接；所述若干实时仿真机分别并联在所述时钟信号处理模块上，并与该时钟信号处理模块形成闭合回路。该系统将若干时钟信号处理模块串行连接，根据外部时钟源信号建立统一的晶振信号，通过外部时钟源信号替代若干个实时仿真CPU的晶振频率，实现各个硬件频率时钟信号的统一，实现对所述若干时钟信号处理模块进行一致授时，并提供对外软硬件接口，适用于不同的仿真环境和系统环境，使用方便，提高了系统的仿真频率，从而提高仿真精度。

公开(公告)号：CN108438255A

公开(公告)日：2018-08-24

申请号：CN201810209662.8

申请日：2018-03-14

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 王文妍 ,  何煜斌 ,  完备 ,  朱郁斐 ,  刘美师 ,  杜耀珂 ,  陈桦 ,  王嘉轶 ,  王禹 ,  贾艳胜 ,  崔佳 ,  吴敬玉

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明一种工程约束条件下卫星绕飞编队构形初始化方法，包含：1)利用自然摄动使得编队辅星将逐渐接近编队主星；2)星间距离出现小于星间链路的作用距离情况时，星载载波差分GNSS接收机能够输出测量数据，输出导航结果，编队辅星进行平面内控制；3)当星间距离完全小于星间链路的作用距离时，优先进行面外控制；4)根据相对导航结果，进行平面内控制，进一步减小星间半长轴偏差，初步形成绕飞编队构形；5)根据相对导航结果，当星间距离小于阈值时，平面内外参数联合控制，修正编队构形，消除星间半长轴偏差和星间距离切向偏差，形成最终目标绕飞编队构形。

公开(公告)号：CN106092105A

公开(公告)日：2016-11-09

申请号：CN201610389967.2

申请日：2016-06-03

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 杨盛庆 ,  杜耀珂 ,  汪礼成 ,  完备 ,  贾艳胜 ,  沈阳 ,  王文妍

IPC: G01C21/24

CPC classification number: G01C21/24

Abstract: 一种近地卫星严格回归轨道的确定方法，在根据经验公式获取低阶次重力势场情形下回归轨道的轨道根数预估值的基础上，以轨道半长轴a和轨道倾角i为组合，根据轨道半长轴a和轨道倾角i与星下点经纬度的关系，基于高阶次重力势场模型的轨道递推模块，重复对轨道半长轴a和轨道倾角i进行迭代修正，以偏心率e和近地点幅角ω为组合，针对偏心率矢量极限环特性，采用平均法重复对偏心率e和近地点幅角ω进行迭代修正，直至升交点的回归精度满足设定值。本发明基于高精度轨道动力学来确定近地卫星严格回归轨道，确定的轨道对于空间目标点具有较高的回归精度，相较传统的基于低阶次重力势场的方法，高精度的轨道动力学更贴近实际、更具应用价值。