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公开(公告)号：CN118850362A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410894367.6
申请日：2024-07-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供一种空间飞行器多约束相对指向坐标系的建立方法，包含步骤：根据轨道系下飞行器与目标的相对位置矢量，计算使飞行器X轴指向目标的两个转角α、β，得到第一指向坐标系；根据两个转角α、β计算轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m；根据飞行器轨道系到第一指向坐标系的姿态四元数qo→m和轨道系到飞行器本体系的四元数qo→b，计算飞行器本体系相对第一指向坐标系的姿态四元数qm→b和姿态转换矩阵Am→b；根据不同的约束，计算第三次转角γ；从轨道系起始，按照231转序转动角度α、β、γ，得到第二指向坐标系；计算飞行器本体系相对于第二指向坐标系的四元数、角速度、前馈角加速度，为飞行器的大动态指向跟踪控制提供前馈控制量解算的必要条件。
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公开(公告)号：CN118625358A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410894368.0
申请日：2024-07-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种在轨卫星星上自主相对指向跟踪的计算方法。卫星根据任务工况以及载荷安装情况，越来越多的在轨任务要求卫星具备对其他卫星或者航天器进行在轨实时跟踪、实时指向的需求。由于卫星间轨道的不同，原来的基于轨道坐标系进行的姿态确定和控制已经不能满足指向的要求，无法完成预定对目标卫星的观测、视线跟踪的任务。本发明提供了一种基于卫星的轨道确定和星间相对测量设备的数据，进行相对指向跟踪的方法，方法可直接应用在卫星的相对运动姿态控制上，完成对目标卫星或者航天器的实时在线观测，具备较强的工程应用价值。
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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：CN110632935B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN201910777740.9
申请日：2019-08-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种编队卫星绕飞自主控制方法，包括如下步骤：a、获得卫星之间的相对位置、相对速度；b、建立太阳矢量在追踪星轨道坐标系下的面内角θ；c、建立绕飞控制时刻△t与太阳面内角θ的关系；d、建立绕飞控制速度脉冲与相对运动状态的关系；e、设计绕飞过程星上自主控制方法；f、建立面外多角度成像控制脉冲与轨道面内绕飞尺度的关系。通过给出了绕飞形成时刻的表达式，再建立单脉冲控制与相对运动状态的关系式，然后在合适时机调整Y振幅实现Y方向与轨道面角度的变换，实现对目标的多角度成像。不改变两星相对运动的稳定性，安全性强，还可以多方位对目标成像，并且自主控制过程中不需要地面控制，节约人力物力，降低成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111367257B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202010144803.X
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明根据在轨自主导航制导任务特点及其对仿真快速性的要求，提供一种运用于控制系统的双重超实时快速仿真测试系统，通过虚拟计算机、动力学模型、数据总线和协同仿真模块实现硬件超实时+软件超实时双重超实时嵌套方式的仿真；其中硬件超实时面向任务全过程的GNC系统闭环回路模拟，普适性强，仿真精度高；软件超实时面向任务自由运行阶段的快速状态递推，仿真加速比高。本发明能够综合两者优势，仿真过程中两种超实时方式协调配合使用可有效加快仿真进程，满足试验快速性要求。
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公开(公告)号：CN109398764A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811362377.6
申请日：2018-11-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种远地点点火姿态偏差辨识方法，地球静止轨道卫星发射后，从GTO轨道到GEO轨道需要经过三到五次远地点变轨，由于敏感器间、敏感器与远地点发动机间、远地点发动机实际推力矢量与机械轴线间均会因各类工程状况而发生改变，使得在点火姿态下的实际推力矢量偏离设定方向，造成燃料的额外消耗，进而减少静止轨道卫星的使用寿命。本发明利用变轨前后轨道测量数据辨识推力轴线与敏感器偏差，辨识精度高，辨识数据可直接用于下一次的点火姿态修正，提高点火精度，具有较强的工程实用性。
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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：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：CN109398764B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201811362377.6
申请日：2018-11-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种远地点点火姿态偏差辨识方法，地球静止轨道卫星发射后，从GTO轨道到GEO轨道需要经过三到五次远地点变轨，由于敏感器间、敏感器与远地点发动机间、远地点发动机实际推力矢量与机械轴线间均会因各类工程状况而发生改变，使得在点火姿态下的实际推力矢量偏离设定方向，造成燃料的额外消耗，进而减少静止轨道卫星的使用寿命。本发明利用变轨前后轨道测量数据辨识推力轴线与敏感器偏差，辨识精度高，辨识数据可直接用于下一次的点火姿态修正，提高点火精度，具有较强的工程实用性。
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