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公开(公告)号：CN111399525B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202010120453.3
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及兼顾精确指向及位置安全的火星探测器对地天线控制方法，在闭环控制阶段，对地天线根据实时计算得到的参考角速度调整对地天天线的姿态，使其实现对地跟踪；当前时刻距离预设的轨控时刻小于第一预设时间段时，进入偏置阶段，在偏置阶段，设置对地天线偏置到安全角度，并在当前时刻距离预设的轨控时刻是否小于第二预设时间段时，判断对地天线是否偏置到位，如果是，则在轨控时刻执行轨控操作；否则，取消轨控操作。通过本发明提供的方法，在长期飞行阶段对地天线可闭环跟踪并精确指向地球，保障通讯链路通畅；在轨控期间可自主偏置到安全位置，避免天线铰链受到较大推力冲击折断。
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公开(公告)号：CN112129318B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202010121024.8
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种基于加速度计反馈的火星探测轨道精确控制方法。火星探测中由于器地距离远，采用地面测控进行轨道确定具有较大的时间延迟，火星探测的轨道控制中，地面无法及时确定变轨精度，而探测器在执行变轨过程中需要满足高精度高可靠的轨道控制要求。在探测器上安装加速度计，在执行变轨过程中，加速度计测量变轨过程中的加速度，加速度积分得到探测器变轨的速度增量，将变轨的实际速度增量与目标速度增量进行实时对比，修正探测器的目标姿态，从而修正实际的速度增量，以提高变轨的精度。本发明与现有技术相比，其效果是：将探测器在变轨过程中的速度增量引入轨道控制过程，提高变轨的控制精度。
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公开(公告)号：CN111516908B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010120471.1
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于火星探测器推进系统的故障诊断方法，所述火星探测器包括两台加速度计和三套陀螺，所述火星探测器推进系统包括轨控推力器和姿控推力器，该方法根据两台加速度计的测量值，判断轨控推力器正常；三台陀螺的测量值，判断姿控推力器正常。敏感器与推进系统的推力状态进行联合故障诊断，提高轨道控制的可靠性。
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公开(公告)号：CN107168347B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201710321653.3
申请日：2017-05-09
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种火星探测器中继通讯可见弧段自主判别及驱动控制方法，包含深空探测过程中自主可通讯弧段的判别方法以及中继天线的驱动控制算法，利用中继通讯可见弧段器上自主判别方法，确定可中继通讯弧段的位置，规划姿态机动策略，保障探测器在中继通讯前提前机动到对火姿态；利用深空探测中继通讯驱动机构控制算法，实时产生控制指令驱动中继天线，保障在较短的中继通讯可见弧段内探测器与着陆器通讯成功。本发明具有保证探测器在到达中继轨道后能够根据着陆器位置信息自主判别中继通讯可见弧段，可提前规划姿态机动策略并计算中继通讯驱动机构控制指令，实现对着陆器的中继通讯的优点。
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公开(公告)号：CN111319794A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010116780.1
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，包括如下步骤：S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。利用本发明方法提高火星探测制动捕获控制的可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107193290A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710657019.7
申请日：2017-08-03
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线动量交换的卫星编队有效载荷相对位置控制方法，该方法主要通过三级编队控制过程：第一级编队控制以星间基线为被控对象，选用推力器作为执行结构，消除初始偏差，控制精度达m级；第二级编队控制以星间基线为被控对象，采用二级气动板进行控制，消除大气摄动，控制精度达dm级；第三级编队控制采用线动量交换装置进行控制，消除引力摄动，控制精度达mm级，实现卫星编队有效载荷相对位置的精密控制。本发明的控制精度高，工程可实现性强，可节省燃料消耗，且控制针对性高。
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公开(公告)号：CN111319799B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202010136362.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统，可工作在三种工作模式：第一喷气模式下，采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；三种模式下均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。
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公开(公告)号：CN116149361A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211717349.8
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种目标力矩平衡姿态下自主交会对接末端轨迹规划方法，用于实现追踪飞行器的对接机构主动端与目标飞行器的对接机构被动端的对接。包括步骤：S1、选择对接机构被动端坐标系为对接系，进行对接末端的对接系下标称位置、标称速度设计；S2、将对接系下标称位置、标称速度转换为目标飞行器轨道系的位置和速度，用于轨道控制。本发明实现了目标非对地定向姿态的交会对接，减少了对目标姿态的约束。
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公开(公告)号：CN115903910A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211678413.6
申请日：2022-12-26
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三角函数的全方位绕飞路径设计方法，该方法包含：S1、定义飞行器的全方位绕飞参数；S2、结合S1中定义的绕飞参数，采用空间三角函数的方式设定绕飞轨迹中的编队向量；S3、将S2得到的编队向量从绕飞坐标系转换到可执行的轨道坐标系。其优点是：该方法采用基于空间三角函数的轨迹规划，使绕飞轨迹可以为空间中的任意圆或椭圆，以实现绕飞平面、绕飞大小、绕飞形状、绕飞时间、绕飞圈数以及绕飞初始位置等均可设置的具有高度灵活性的绕飞轨迹规划方案；该方法可应用于某些在轨服务过程中对另一目标卫星的绕飞任务，可更好的满足对绕飞路径的多种需求。
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公开(公告)号：CN111319794B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010116780.1
申请日：2020-02-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，包括如下步骤：S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。利用本发明方法提高火星探测制动捕获控制的可靠性。
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