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公开(公告)号：CN111060796A
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201911262362.7
申请日：2019-12-11
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本发明实施例提供了一种用于光敏三级管空间位移效应检测方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：将辐照电路单元送入位于质子加速器束流出口处；其中，辐照电路单元包括：光电转换单元、电压采集单元、偏置电路以及至少两个光敏三级管；步骤2：加工作电压对辐照电路单元进行辐照前通电测试，确保其能正常工作；步骤3：开始质子辐照试验，试验过程中通过路径选通切换单元实时记录采样电压；步骤4：改变试验条件，测试光敏三级管质子辐射下的测试数据。
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公开(公告)号：CN111060796B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201911262362.7
申请日：2019-12-11
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本发明实施例提供了一种用于光敏三级管空间位移效应检测方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：将辐照电路单元送入位于质子加速器束流出口处；其中，辐照电路单元包括：光电转换单元、电压采集单元、偏置电路以及至少两个光敏三级管；步骤2：加工作电压对辐照电路单元进行辐照前通电测试，确保其能正常工作；步骤3：开始质子辐照试验，试验过程中通过路径选通切换单元实时记录采样电压；步骤4：改变试验条件，测试光敏三级管质子辐射下的测试数据。
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公开(公告)号：CN211653053U
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN201922229370.3
申请日：2019-12-10
Applicant: 上海精密计量测试研究所 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/26
Abstract: 本实用新型实施例提供了一种用于光敏三极管空间位移效应检测装置，其特征在于，包括：主控计算机，所述主控计算机与远程控制计算机通讯，获取光敏三极管电压的实时采集信息并储存；以及用于光敏三极管的工作状态遥测显示；并根据所述光敏三极管的工作状态遥测显示进行光敏三极管位移辐射损伤的判别；远程控制计算机，所述远程控制计算接收所述主控计算机的指令，所述指令用于控制路径选通切换单元；所述路径选通切换电路板用于实现光敏三极管的在线重启加断电以及光敏三极管间的数据采集切换；辐照电路板，所述辐照单元位于辐照源中，用于实现光敏三极管供电、发光二极管与光敏三极管光电转换、光敏三极管输出电流采样；并将采样信息传输至所述远程控制计算机。
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公开(公告)号：CN111319795B
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202010120459.0
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：(1)预设本次轨道控制喷气剩余时长为L；(2)得到当前控制周期轨控推力器的喷气时长；(3)星上根据当前控制周期的卫星姿态角计算当前控制周期内轨控推力器工作产生的等效轨控时长；(4)得到下次轨道控制喷气剩余时长；(5)判断下次轨道控制喷气剩余时长与轨控推力器的最小脉冲宽度的大小。本发明结合当前卫星的三轴姿态信息，实时计算出当前姿控喷气对轨道的作用，并更新当前的轨控喷气策略对姿控喷气产生的作用进行补偿，从而实现对卫星轨道的精确控制。
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公开(公告)号：CN115599109A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211241824.9
申请日：2022-10-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所(CN)
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于机动工况的递阶饱和控制律角速度限幅动态修正方法，包括：计算姿态机动过程中最大允许的姿态角速度ωmax；根据姿态机动初始时刻，执行机构残余角动量H0和卫星转动惯量矩阵I0，将残余角动量H0转换成初始角速度限幅约束向量ω1；根据当前姿态机动任务确定机动目标角速度ω2，并计算初始角速度限幅约束向量ω1和机动目标角速度ω2的和向量ω3；根据当前陀螺组合测量得到的姿态角速度，实时计算当前姿态角速度与目标姿态角速度之间的偏差ωerr，并计算其单位向量；根据计算得到的最大允许的姿态角速度ωmax和角速度偏差ωerr结果，实时计算当前机动姿态角速度限幅值ωsat。本发明增强控制算法对不同任务的适应性，提高卫星在轨工作自主性和任务执行效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111189457B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010116789.2
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于CW方程的解耦变增益自主相对导航方法，包括如下步骤：步骤一：建立追踪星轨道直角坐标系，作为相对导航的参考直角坐标系，建立该坐标系下CW方程，作为状态方程；步骤二：将星上雷达直接测量的星间数据转换到参考直角坐标系下，建立观测方程；步骤三：忽略轨道角速度的平方及其高阶项，分别对状态方程和观测方程进行解耦，设计解耦后各轴独立的卡尔曼滤波器，所述的卡尔曼滤波器为建立在参考直角坐标系下的标准线性系统；步骤四：在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，进行各轴相对运动状态估计，完成相对导航设计。
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公开(公告)号：CN111189457A
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN202010116789.2
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于CW方程的解耦变增益自主相对导航方法，包括如下步骤：步骤一：建立追踪星轨道直角坐标系，作为相对导航的参考直角坐标系，建立该坐标系下CW方程，作为状态方程；步骤二：将星上雷达直接测量的星间数据转换到参考直角坐标系下，建立观测方程；步骤三：忽略轨道角速度的平方及其高阶项，分别对状态方程和观测方程进行解耦，设计解耦后各轴独立的卡尔曼滤波器，所述的卡尔曼滤波器为建立在参考直角坐标系下的标准线性系统；步骤四：在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，进行各轴相对运动状态估计，完成相对导航设计。
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公开(公告)号：CN109649692A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811625151.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
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公开(公告)号：CN118687577A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410894369.5
申请日：2024-07-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种非合作目标的星间动态高精度实时姿态测量方法。卫星根据观测目标特征配备多种导航敏感器，本发明分析各种导航敏感器的特点，综合考量，选取最优的相对导航滤波的数据作为输入源。根据卫星轨道特征以及目标运动特点，规划基于姿态角度以及基于相对的构型姿态运动角速度的跟踪方法，完成对天基目标的实时三维视线跟踪。本方法利用卫星相对导航、自主导航以及姿态敏感器数据，对目标视线的进行实时规划跟踪以及姿态预判，姿态规划精度高，设计规划姿态数据可直接实时用于轨迹跟踪、目标观测、空间科学实验，具有较强的工程实用性。
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公开(公告)号：CN111967125B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202010621537.5
申请日：2020-06-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于误差四元数的火星探测对地天线指向修正方法，具体步骤包括：S1、定义空间三维旋转的四元数，建立探测器机械坐标系；S2、基于地面精测数据，采用逐步误差修正的策略，修正最终对地天线X轴驱动角度α和Y轴驱动角度β；S3、基于在轨标定数据，得到不同X轴驱动角度α下的误差角dα和不同Y轴驱动角度β下的误差角dβ，通过一次线性拟合得到误差角与驱动角的关系进行修正。本发明针对地面精测结果和在轨标定结果两个方面进行修正，地面精测结果修正基于旋转四元数，在轨标定结果修正基于一次线性误差拟合，可以有效保障不同驱动角度下的误差。
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