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公开(公告)号：CN116659483A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310298712.5
申请日：2023-03-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法，包括如下步骤：对卫星进行主要摄动力分析，同时考虑星载计算机容量和系统实时性要求，进行近地卫星轨道动力学建模，作为状态方程；对非线性连续系统推导离散型线性卡尔曼滤波方程，采用先线性化后离散化的途径，推导状态方程的离散化表达式，并合理简化；观测量选取，获取星上地球敏感器直接测量量和星敏感器测量的姿态信息，通过坐标转换，转换到参考直角坐标系下；建立自主导航系统的观测方程，通过一阶泰勒展开将观测方程线性化，并根据状态估计中间变量获取一步递推值；在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，并进行各项参数整定，进行各轴运动状态估计，完成自主导航设计。
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公开(公告)号：CN116243614A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202211104334.4
申请日：2022-09-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种空间光学跟瞄与GNC系统联试方法，该方法包括：将带有二维机构的光学跟瞄设备安装在二维转台上，并通过平行光管提供无穷远的光学目标；通过GNC试验系统提供光学跟瞄理论测量值；由光学跟瞄理论测量值到转台转角的映射方程得到转台指令并发送到转台上位机，以驱动转台运动；光学跟瞄设备正常跟踪光学目标后，将测量得到的角度信息通过串口发送给星载计算机；星载计算机以此测量数据为基础，进行相对导航、制导验证试验，并将导航输出结果与仿真数据进行对比，以评估相对导航精度。本发明可以更全面的、准确的验证GNC系统对光学跟瞄设备的使用情况，同时也可以评估光学跟瞄设备实际工况下的测量精度。
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公开(公告)号：CN109625345A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811526016.0
申请日：2018-12-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G7/00
CPC classification number: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种多维动态微重力环境模拟方法及系统，该系统包含：升降架体、翻转工作台、重力平衡机械臂和辅助支撑部件；其中，升降架体的顶端固定设置重力平衡机械臂；翻转工作台滑动设置在升降架体上，可沿竖直方向滑动，且可相对升降架体翻转，用于为空间运动载荷提供安装固定接口；辅助支撑部件一端转动设置在翻转工作台上，另一端与空间运动载荷固定连接；重力平衡机械臂与空间运动载荷通过吊绳连接，其用于构建微重力环境。本发明的方法及系统实现了对多维动态微重力更加稳定、可靠和安全的模拟。
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公开(公告)号：CN107228672A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710500466.1
申请日：2017-06-27
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种适用于姿态机动工况下的星敏和陀螺数据融合方法，基于最小二乘原理，确定星敏测量增益系数；基于上节拍估计姿态和当前陀螺测量角速度，一步递推得到当前拍姿态；融合星敏测量姿态数据和陀螺递推姿态数据。本发明采用最小二乘法，将星敏数据和陀螺积分数据进行融合，利用陀螺积分姿态噪声小的特点提高姿态估计精度，利用星敏测量值准确的特点来保持姿态不发散，解决现有扩展卡尔曼滤波算法在姿态机动期间姿态估计不准确的问题。
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公开(公告)号：CN106250623A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610618205.5
申请日：2016-08-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009
Abstract: 本发明涉及一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，包含：S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。本发明在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，保证动力学的连续性，使得切换前后的两个状态平稳过渡。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112596961A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011387893.1
申请日：2020-12-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种星载计算机自动化测试方法及系统，所述方法包括：录入预设测试脚本；根据所述预设测试脚本生成控制指令；将所述控制指令发送至嵌入式测试软件，以对待测试的星载计算机进行测试；接收所述待测试的星载计算机的测试结果；对所述测试结果进行数据分析，以生成所述待测试的星载计算机的测试报告。本发明可以根据空间飞行器的功能需求或空间飞行器中星载计算机的测试需求，实现对星载计算机的自动化测试，显著提升星载计算机的测试效率，进而极大地缩短空间飞行器的研制周期。
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公开(公告)号：CN106250623B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201610618205.5
申请日：2016-08-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，包含：S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。本发明在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，保证动力学的连续性，使得切换前后的两个状态平稳过渡。
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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：CN116252968A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310277785.6
申请日：2023-03-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本申请公开了一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，包括：测量追踪星和目标星的当前轨道参数，外推得到未来轨道参数；计算追踪星和目标星之间的相对位置和指向角数据；拟合得到拟合参数和相应的时间参数并发送给追踪星，根据拟合参数和时间参数计算相对指向角、相对指向角速度以及相对指向角加速度；根据起始时刻的相对指向角进行姿态偏置，当星上时间运行到相对指向角曲线的起始时刻，控制追踪星指向跟踪目标星直至相对指向角曲线的结束时刻，最后调整追踪星的飞行姿态回到对地指向姿态。本申请的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，能够在星上跟瞄设备失效的情况下，实现星上自主的相对指向控制，保证星上载荷正常执行任务。
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公开(公告)号：CN113029193B
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN202110203861.X
申请日：2021-02-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种陀螺仪死区的在线辨识方法，包含以下步骤：确认陀螺仪已处于在线使用的状态；根据卫星运行轨道可选用利用轨道角速度或利用卫星在单陀螺基准下的运动特性去辨识出陀螺仪的死区；其中，所述利用轨道角速度辨识出陀螺仪的死区，是通过姿态偏置，让轨道角速度在陀螺仪IRA上产生一个分量，不断增大卫星与待测轴的偏置角度，直至陀螺仪敏感出轨道角速度；所述利用卫星在单陀螺基准下的运动特性辨识出陀螺仪的死区，是在单陀螺基准下，使用陀螺积分算法进行姿态控制。本发明可以不借助测试转台，对在轨卫星的陀螺仪死区进行辨识，具有技术优势和推广价值。
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