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公开(公告)号：CN110723317B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201910911663.1
申请日：2019-09-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，在对目标星的整个拖拽过程中，利用任务星上的绳系收放装置输出恒定的小张力，保持连接于任务星和目标星之间的系绳张紧；具体包括以下步骤：步骤1：建立任务星和目标星各自的质心动力学方程和姿态动力学方程，以及系绳的动力学模型；步骤2：以拖曳方向为目标进行组合体姿态机动；步骤3：任务星通过系绳拖曳目标星离轨，期间控制组合体姿态，使其朝向拖曳方向。本发明基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，利用绳系收放装置产生恒小张力，既保证系绳张紧无缠绕风险，也保证系绳张力不会过大无断裂风险，将抓捕目标稳定安全地拖曳至坟墓轨道。
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公开(公告)号：CN111272177A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010129670.9
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种基于时间对准的间接滤波相对导航方法及系统，利用测量单机对目标星进行相对测量，对相对测量的结果进行滤波处理，便可以得到需要的相对导航信息。测量单机的输出频率与导航滤波算法周期的不一致，导致数据之间存延时，通过对两者的时间进行对准，降低延迟对导航滤波算法精度的影响；受限于测量范围的限制，通常追踪星在超近距离段会配备多台测量单机，每台测量单机输出的相对测量信息的定于不一致，为了在切换不同测量单机进行相对导航滤波的过程中，导航算法不需要重新收敛，对不同测量单机的输出量进行预先处理，使用间接滤波的方法进行相对导航的滤波输出。
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公开(公告)号：CN111216928A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN202010148018.1
申请日：2020-03-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种携带太阳帆板的失效卫星绳系拖曳控制方法及系统，针对携带太阳帆板的失效卫星在绳系拖曳离轨过程中，可能出现的帆板振动问题，提出一种充分考虑帆板挠性的绳系拖曳控制方法，属于航天器姿态动力学与控制领域。本发明能很好地反映太阳帆板振动的影响，控制方法有效地减小了拖曳过程中太阳帆板的振动幅度。通过主卫星上的执行机构输出所需常值张力施加在携带太阳帆板的失效卫星上，抑制失效卫星的太阳帆板在拖曳过程中的振动。本发明用于在对携带太阳帆板的失效卫星进行飞网捕获后，拖曳离轨过程中的帆板振动控制，为清理空间大型失效卫星提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN110723317A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201910911663.1
申请日：2019-09-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，在对目标星的整个拖拽过程中，利用任务星上的绳系收放装置输出恒定的小张力，保持连接于任务星和目标星之间的系绳张紧；具体包括以下步骤：步骤1：建立任务星和目标星各自的质心动力学方程和姿态动力学方程，以及系绳的动力学模型；步骤2：以拖曳方向为目标进行组合体姿态机动；步骤3：任务星通过系绳拖曳目标星离轨，期间控制组合体姿态，使其朝向拖曳方向。本发明基于绳系收放装置的拖曳离轨方法，利用绳系收放装置产生恒小张力，既保证系绳张紧无缠绕风险，也保证系绳张力不会过大无断裂风险，将抓捕目标稳定安全地拖曳至坟墓轨道。
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公开(公告)号：CN115981856A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211666911.9
申请日：2022-12-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种多核CPU的星上软件负载均衡方法，包括如下步骤：S1，通过星上软件的功能项抽象形成线程池；S2，多核CPU至少设有4颗核心，其中所述算法线程、I/O线程分别限制在两个CPU核心，其余线程设置软亲和力，并根据其余CPU核心的忙碌状态选择在对应的CPU核心运行；S3，算法线程、I/O线程、遥控遥测线程通过共享变量进行数据交互，通过互斥量、条件变量对共享变量进行保护，解决线程间的竞争问题；S4，当星上软件需要在轨编程时，主线程停止相应的线程，将升级后的共享库替换旧共享库，重新启动线程运行；或者终止相应的线程，将新的共享库添加到指定位置，重新创建该线程，线程运行中打开加载新的共享库。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111458150A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN202010245757.2
申请日：2020-03-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于加表的高可靠性轨控推力器故障判别方法，具体可以包括如下至少三个方面的判别：1、轨控推力器测试时故障判别；2、恒推力轨控时故障判别；3、恒加速度轨控时故障判别。该方法基于轨控推力器喷气期间的加速度测量值，通过与标称值进行分级比较，实现高可靠性的快速推力器故障判别，计算简单，易于工程应用。
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公开(公告)号：CN116022361A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202310092298.2
申请日：2023-02-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统，该控制方法包括：根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，根据旋转四元数得到控制姿态角，根据前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，最后根据控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气，本发明当在两星存在相对运动的情况下，目标相对于平台的视线角变化较快，通过前馈补偿角速度的方式，可以使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。
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公开(公告)号：CN115806059A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211277069.X
申请日：2022-10-18
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目标点多次交汇的高精度省燃油轨道控制方法，该方法包括：确定调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间；根据调相变轨点相位和飞行器初始轨道运行时间确定调相变轨策略，并根据调相变轨策略确定lambert制导策略；通过lambert制导策略进行轨道控制后，确定多圈交会轨道高度调整控制策略，以便通过多圈交会轨道高度调整控制策略实现多圈交会轨道控制。本发明能够实现对定点位置的高精度制导，并能够实现燃料消耗的优化。
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