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公开(公告)号：CN111431651B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010144107.9
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测的多计算机同步运行与时间对准方法，首先，星载计算机系统中的多计算机使用同一硬件脉冲信号，触发计算机软件开始执行控制功能，保证多计算机每个控制周期的运行起点同步；其次，计算机软件根据设计要求，识别出需要精确同步执行的子任务；最后，为第二步识别出的需精确同步运行子任务划分专门的运行时间起点，计算机软件使用同一硬件周期脉冲计时，保证子任务运行时间起点同步。
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公开(公告)号：CN111731512A
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN202010365117.5
申请日：2020-04-30
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太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法，其方法为：基于探测器姿态动力学模型，分析动量轮控制力矩、太阳翼光压力矩、重力梯度力矩及喷气力矩的作用过程，建立动量轮累积模型；根据太阳翼光压力矩的作用过程，基于太阳翼一维驱动能力约束，联合喷气控制力矩共同实现动量轮的动量管理。本发明针对深空探测任务中采用长期对日姿态基准航行的探测器，采用基于太阳翼角度为控制量，整器角动量为目标量的闭环控制方法，降低喷气卸载频次1/2以上，提高整器寿命。
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公开(公告)号：CN111220179A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN202010108610.9
申请日：2020-02-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种光学导航敏感器的惯性基准时空精确对准方法，属于火星环绕器光学导航敏感器惯性基准对准技术领域；步骤一、当存在正常工作的星敏感器时，进入步骤二；否则退出标定流程；步骤二、当星敏感器处于姿态测量模式时，进入步骤三；否则切换至姿态测量模式，进入步骤三；步骤三、计算各星敏感器与光学导航敏感器的姿态差xk；k为星敏感器序号；步骤四、采用标定算法，得到各星敏感器的标定姿态差yk；步骤五、当该星敏感器的标定姿态差yk完成标定，结束该星敏感器与光学导航敏感器的姿态差标定工作；否则对该星敏感器继续进行姿态差标定；本发明避开了安装测量误差以及热变形误差等误差源，提高了光学导航敏感器的在轨对准精度。
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公开(公告)号：CN116155429A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211706374.6
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于多级外部中断的卫星平台微秒级时间对准方法，为平台各系统相互协作提供统一的高精度时间基准，包括：1)导航接收机(GNSS)广播时间TGPS_1553，秒脉冲信号给分系统；2)分系统锁存当前本地时钟TGPS_aocc，产生多路同源SYNC同步信号给测量单机，锁存对应信号微妙级时钟；3)单机接收SYNC同步信号，以同步信号为起点更新数据。本发明采用多级硬件中断，软硬件设计结合的方式，将系统时间精度提高到微妙级，保证多级系统都具有统一的高精度时间基准。本方法能够提高卫星平台时间对准精度，对卫星平台的高精度姿态测量与控制具有现实意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111731512B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010365117.5
申请日：2020-04-30
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太阳翼驱动控制的火星环绕器在线角动量管理方法，其方法为：基于探测器姿态动力学模型，分析动量轮控制力矩、太阳翼光压力矩、重力梯度力矩及喷气力矩的作用过程，建立动量轮累积模型；根据太阳翼光压力矩的作用过程，基于太阳翼一维驱动能力约束，联合喷气控制力矩共同实现动量轮的动量管理。本发明针对深空探测任务中采用长期对日姿态基准航行的探测器，采用基于太阳翼角度为控制量，整器角动量为目标量的闭环控制方法，降低喷气卸载频次1/2以上，提高整器寿命。
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公开(公告)号：CN111220179B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202010108610.9
申请日：2020-02-21
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种光学导航敏感器的惯性基准时空精确对准方法，属于火星环绕器光学导航敏感器惯性基准对准技术领域；步骤一、当存在正常工作的星敏感器时，进入步骤二；否则退出标定流程；步骤二、当星敏感器处于姿态测量模式时，进入步骤三；否则切换至姿态测量模式，进入步骤三；步骤三、计算各星敏感器与光学导航敏感器的姿态差xk；k为星敏感器序号；步骤四、采用标定算法，得到各星敏感器的标定姿态差yk；步骤五、当该星敏感器的标定姿态差yk完成标定，结束该星敏感器与光学导航敏感器的姿态差标定工作；否则对该星敏感器继续进行姿态差标定；本发明避开了安装测量误差以及热变形误差等误差源，提高了光学导航敏感器的在轨对准精度。
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公开(公告)号：CN111414002B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202010120460.3
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法，捕获制动期间火星探测器发生故障后，星上计算机复位，之后，采用基于牛顿迭代捕获制动优化方法，对火星探测器进行二次制动，保证探测器在火星捕获制动过程中能够顺利进入目标轨道，针对捕获制动期间的故障，能够自主设计二次捕获制动策略。另外，还设置了捕获制动的安全区间，包括制动捕获的最短点火时长和最长点火时长，当星上时间在最短点火时长和最长点火时长区间内，速度增量达到标称速度增量，或者星上时间达到最大点火时长，执行发动机关机操作，使火星探测器在制动捕获时既能形成环火轨道又不会由于点火时间过长而撞击到火星上，保证火星制动捕获的安全性。
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公开(公告)号：CN111431651A
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN202010144107.9
申请日：2020-03-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于火星探测的多计算机同步运行与时间对准方法，首先，星载计算机系统中的多计算机使用同一硬件脉冲信号，触发计算机软件开始执行控制功能，保证多计算机每个控制周期的运行起点同步；其次，计算机软件根据设计要求，识别出需要精确同步执行的子任务；最后，为第二步识别出的需精确同步运行子任务划分专门的运行时间起点，计算机软件使用同一硬件周期脉冲计时，保证子任务运行时间起点同步。
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公开(公告)号：CN111414002A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN202010120460.3
申请日：2020-02-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法，捕获制动期间火星探测器发生故障后，星上计算机复位，之后，采用基于牛顿迭代捕获制动优化方法，对火星探测器进行二次制动，保证探测器在火星捕获制动过程中能够顺利进入目标轨道，针对捕获制动期间的故障，能够自主设计二次捕获制动策略。另外，还设置了捕获制动的安全区间，包括制动捕获的最短点火时长和最长点火时长，当星上时间在最短点火时长和最长点火时长区间内，速度增量达到标称速度增量，或者星上时间达到最大点火时长，执行发动机关机操作，使火星探测器在制动捕获时既能形成环火轨道又不会由于点火时间过长而撞击到火星上，保证火星制动捕获的安全性。
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