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公开(公告)号：CN109710296A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811530075.5
申请日：2018-12-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F8/654
Abstract: 本发明公开了一种空天飞机惯导嵌入式软件在线更新方法，包含：利用工程编译生成的目标文件，提取出有效的源程序代码；编写监控程序，其收到程序更新指令后，将软件状态切换至数据烧写状态；编写上位机软件，将源程序代码文件进行数据处理，并通过串行接口将数据包发送至惯导；使用仿真器将编写的监控代码预先写入外置FLASH空间；监控软件运行过程中，对所述的数据包进行解析，将得到的应用源程序代码数据写入FLASH特定的地址中，同时对写入的数据进行校验；在下次上电重启时，跳转执行FLASH中固化的应用程序。本发明能够保证了传输数据的准确性，惯导对收到数据帧按照指令帧格式进行多重校验，极大地提高了数据接收的准确率，保证了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN109708663A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811511063.8
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵；获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测；构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程；然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。本发明只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度。
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公开(公告)号：CN107608217A
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201711073629.9
申请日：2017-11-05
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于复合学习的MEMS陀螺仪模糊滑模控制方法，用于解决现有MEMS陀螺仪模态控制方法实用性差的技术问题。技术方案是首先根据模糊预测误差和跟踪误差，设计模糊逻辑权值的复合自适应律，修正模糊逻辑的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计；同时由于系统处于滑动模态时，对参数不确定和外界干扰不敏感，设计滑模控制器，实现未知动力学的前馈补偿。本发明考虑预测误差和跟踪误差，设计模糊逻辑权值的复合学习更新律，修正模糊逻辑的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计。结合滑模控制理论，实现对MEMS陀螺未知动力学的前馈补偿，进一步提高MEMS陀螺仪的控制精度，实用性好。
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公开(公告)号：CN106369105A
公开(公告)日：2017-02-01
申请号：CN201610946318.8
申请日：2016-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: F16F15/085 , G01C21/18
Abstract: 本发明涉及一种用于空间飞行器光纤惯组的八点减振系统，包含：光纤惯组底座；减振组件，固定安装在所述的光纤惯组底座上；敏感器组件，固定安装在所述的减振组件上；其中，所述的减振组件为空间八点支撑的减振结构。本发明结构简单，易于安装，对被减振对象敏感器组件的质心和几何中心重合度的要求较低，能较大抑制线角耦合，提高光纤惯组在空间飞行器飞行过程中的精度。
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公开(公告)号：CN110823216B
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN201911036874.1
申请日：2019-10-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于惯导的自适应加速度计温度补偿方法，该方法包含：S1、测试多组全温度范围内的惯导输出的加速度计数据；S2、对步骤S1得到的多组加速度计数据进行计算分析，得到多组加速度计的输出特性；S3、根据步骤S2中加速度计的输出特性，建立多组数学模型；S4、根据惯导开机的工作状态参数，从多组数学模型中选取最佳数学模型作为当前工作状态的温度补偿模型进行温度补偿。其优点是：该方法通过多次采集加速度计在全温度范围内的输出数据，运用大数据分析出该加速度计随温度变化的特性，得到多种分段直线或曲线拟合的数学模型，利用不同的数学模型匹配不同工作条件下的数据输出特性，提高了加速度计的测量精度以及温度补偿方法的有效性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110132267B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201910389490.1
申请日：2019-05-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种惯导在轨的对准方法，适用于空天地一体化飞行器，该方法包括以下步骤：根据飞行器惯导的加表数据、GNSS速度信息判断空天地一体化飞行器处于在轨状态；利用惯导系统接收到的星敏感器信息、GNSS信息和与惯导解算的姿态、速度和位置信息构造滤波量测量，通过卡尔曼滤波器完成飞行器在轨的姿态、速度和位置初值的装订；同时对空天地一体化飞行器惯导系统在轨对准故障机制进行分析，给出判断阈值。本发明有效解决了空天地一体化飞行器光纤惯导系统入轨初始姿态、速度和位置的确定问题，且提供故障判断机制，对准精度高，工程易于实现。
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公开(公告)号：CN110823251A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911030625.1
申请日：2019-10-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于空天飞机惯导高精度镶嵌式六面体标定工装，其包含用于固定惯导的本体骨架(1)，该本体骨架(1)具有呈八边形的上表面(11)和下表面、四个结构相同的侧面(12)、及设于所述本体骨架(1)的四个角上的凸台(13)；每个凸台(13)旁设有2个侧边(131)；该标定工装还包含：固定在所述本体骨架(1)外侧的若干个第一连接件(2)及若干个第二连接件(3)；其中，所述的第一连接件(2)分别设置在所述的上表面(11)和下表面的四个角处；所述的第二连接件(3)分别固定在所述的侧边(131)上。本发明的标定工装增加了连接件，具有耐磨损的作用，整体装配简单；在高低温环境下不易变形。
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公开(公告)号：CN107607101B
公开(公告)日：2019-08-13
申请号：CN201711073618.0
申请日：2017-11-05
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C19/5776 , G01C25/00 , G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于干扰观测器的MEMS陀螺滑模控制方法，用于解决现有MEMS陀螺仪模态控制方法实用性差的技术问题。技术方案是首先设计干扰观测器，在滑模控制中对干扰进行估计与补偿，从而降低抖振；同时根据神经网络预测误差和跟踪误差，设计神经网络权值的复合自适应法则律，修正神经网络的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计。本发明通过设计神经网络权值的复合自适应律，修正神经网络的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计。结合滑模控制理论，实现对MEMS陀螺未知动力学的前馈补偿，进一步提高MEMS陀螺仪的控制精度。设计干扰观测器，对外部干扰进行估计与补偿，有效降低滑模抖振，实用性好。
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公开(公告)号：CN107607101A
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201711073618.0
申请日：2017-11-05
Applicant: 西北工业大学 , 西北工业大学深圳研究院 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C19/5776 , G01C25/00 , G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于干扰观测器的MEMS陀螺滑模控制方法，用于解决现有MEMS陀螺仪模态控制方法实用性差的技术问题。技术方案是首先设计干扰观测器，在滑模控制中对干扰进行估计与补偿，从而降低抖振；同时根据神经网络预测误差和跟踪误差，设计神经网络权值的复合自适应法则律，修正神经网络的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计。本发明通过设计神经网络权值的复合自适应律，修正神经网络的权重系数，实现未知动力学的有效动态估计。结合滑模控制理论，实现对MEMS陀螺未知动力学的前馈补偿，进一步提高MEMS陀螺仪的控制精度。设计干扰观测器，对外部干扰进行估计与补偿，有效降低滑模抖振，实用性好。
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公开(公告)号：CN106441264A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610946317.3
申请日：2016-10-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C19/72
CPC classification number: G01C19/72
Abstract: 本发明涉及一种用于空间飞行器的光纤惯组，包含：光纤惯组底座，为局部镂空结构，且其上设置有多根加强筋；第一减振组件，固定安装在所述的光纤惯组底座上；敏感器组件，固定安装在所述的第一减振组件上；第二减振组件，固定安装在所述的光纤惯组底座的侧面上；电源组件，通过第二减振组件与所述的光纤惯组底座固定连接；其中，所述的第一减振组件为空间八点支撑的减振结构；所述的第二减振组件为平面四点支撑的减振结构。本发明结构简单，体积小，重量轻，强度高，适用于对重量尺寸有严格要求的空间飞行器，且具有减振功能，具备适应振动、冲击等力学环境的能力。
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