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公开(公告)号：CN110865902B
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN201911025089.6
申请日：2019-10-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种卫星姿轨控分系统管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法，该方法将参考轨道数据存储至星载计算机的EEPROM三份不同地址中，参考轨道数据按照CCSDS数据格式进行组帧，星载系统首先进行三取二诊断，诊断正常则时按照数据格式进行反解，三取二异常则自动修复异常数据包，之后对数据包进行反解，反解失败则给出异常状态，并停止管道导航。本发明软件复位或星载计算机断电后数据不丢失，且在轨期间更改参考轨道的所有过程均由软件批处理完成。本发明既可以用于地面试验时管道航道的参考轨道上注，也可以用于卫星在轨运行期间在不复位且不影响卫星姿态轨道控制的前提下完成参考轨道的上注。
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公开(公告)号：CN111273692B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202010113560.3
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种编队构形控制策略自主诊断方法，具体步骤包含：步骤1卫星在计算编队控制策略前，进行与策略相关的状态检查；步骤2卫星根据当前的编队构形参数，对控制策略Δvi进行正确性自主诊断；若诊断通过，则进入下一步；否则，置告警标志；步骤3控制速度增量序列Δvi诊断通过后，根据当前星上时间、推力器实际推力以及卫星质量，将Δvi转化为控制指令序列(Tpi，Lti)，并进行控制指令正确性自主诊断；若诊断通过，则执行指令；否则，置告警标志。
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公开(公告)号：CN111443722B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202010208838.5
申请日：2020-03-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种编队卫星定时段自主保持方法，通过本次编队自主保持时间段及当次编队自主保持的第三个脉冲控制时刻预估下一次的控制时刻，并适当星上计算控制间隔以达到实现每天固定时间段执行编队保持的目的，利用轨道的特点和时间特性改变控制间隔，可以做到每天固定时间段执行编队保持，并且该时段可以通过注数进行修改，能够很大程度便于地面长期规划的设计，且不需要增加额外的硬件资源，计算简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN112093079B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202010986065.3
申请日：2020-09-18
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严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获方法，包括：对参考轨道采样点所对应的数据进行处理；确定入轨状态，使所述入轨状态与所述参考轨道采样点初步匹配；对参考轨道采样点的基准时间进行修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获。本方法能够克服实际发射入轨时存在发射日期、发射时刻或入轨精度造成的航天器与参考轨道之间偏差较大的问题，本发明的新方法针对参考轨道采样点的数据处理；根据发射入轨的实际状态确定与参考轨道采样点的初步匹配；参考轨道采样点的基准时间精确修正；确定轨道参数偏差，确定逐次目标控制形式的入轨精轨捕获等流程步骤，能够实现严格回归轨道空间轨迹网的入轨精轨捕获。
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公开(公告)号：CN111811519A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010710869.0
申请日：2020-07-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于参考轨道的高精度半长轴衰减确定方法，使用经在轨使用和维护的参考轨道作为基准和控制目标，确定触发基于参考轨道采样点的导航计算的时序逻辑，在轨采用参考轨道采样点的参数形式进行定周期的导航计算，对导航数据进行时空基准转换，建立以参考轨道采样点为原点的虚拟编队坐标系并进行航迹向补偿，对补偿后的虚拟编队坐标系数据进行高精度几何处理，对导航结果的进行稳定性判断，保护数据的有效稳定。本发明克服了轨道半长轴自身的周期性变化对半长轴衰减确定的影响，相较直接使用GNSS测量数据进行轨道根数的瞬根/平根转换等方式，能够为姿轨控系统提供衰减确定精度更高，衰减率数值结果更稳定的半长轴衰减量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111422379A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010202067.9
申请日：2020-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种编队卫星协同轨道控制方法，通过遍历主星轨道控制点对应的纬度幅角，利用该纬度幅角计算所得轨道控制后的编队构形偏心率矢量相位角与当前实际编队卫星编队构形状态参数进行比较，最终选取最能满足条件的纬度幅角作为控制点对应的纬度幅角，并利用选取的纬度幅角计算编队卫星中主星与其他辅星的起控喷气时刻，本发明尽可能减少了轨道控制对编队构形破坏，采用同时启动，控制量相同的方法，能够通过星上自主实现，流程清晰，计算精度高。
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公开(公告)号：CN111381516A
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN202010120468.X
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种复杂系统测试时间自动统计方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：搭建半物理仿真测试系统；发送试验开始时间戳到时间统计系统中；发送星敏感器工作时间戳到时间统计系统中；半物理仿真测试系统中的控制器计算控制力矩，根据控制力矩得到控制策略，将控制策略发送到执行机构中，同时将计算机工作时间戳发送给时间统计系统；步骤五：执行机构根据控制策略进行控制，同时将推力器喷气时间戳发送给时间统计系统，然后由敏感器测量控制后的姿态信息，判断控制后的姿态信息是否满足控制指标。本发明保证姿轨控地面试验正常进行的情况下，自动进行系统模式运行时间、单机加电时间的统计并输出显示。
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公开(公告)号：CN111367313A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010129641.2
申请日：2020-02-28
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柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统，该方法包括如下步骤：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入；判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由动力学模型+它星轨道数字模型的模式换至动力学模型+轨道切换补偿模块的模式；第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。本发明完成了编队功能的半物理仿真测试。
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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
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。
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公开(公告)号：CN111427071B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010112760.7
申请日：2020-02-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明一种星载计算机导航滤波的时钟维护方法，针对入卫星平台中1553B总线上不同单机之间的时钟不同步、数据频率与星载计算机计算周期不一致的情况，通过维护导航滤波的时间轴、构造导航测量数据接入系统的保护机制，保证导航滤波算法的平稳有效。该方法能够克服GNSS测量数据时间戳的跳动或者错误数据、及数据无效或数据不更新现象。本发明相较直接使用GNSS测量数据进行轨道确定，导航滤波算法的轨道输出结果更加可靠。
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