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公开(公告)号：CN117250982A
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202311105885.7
申请日：2023-08-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明涉及一种空间飞行器绕飞任务中的自主防撞规避方法，包含：S1、判断飞行器初始绕飞平面并划分飞行区域；S2、确定空间飞行器相对目标飞行器的当前相对状态并赋予固定的速度增量；S3、空间飞行器执行给定的三轴速度增量，完成自主防撞规避操作。本发明适用于空间服务飞行器在执行绕飞任务时，可能出现某些需要紧急退出绕飞并撤离的特殊情况，使空间飞行器在全方位绕飞侦查任务中都可以保证安全快速撤离。
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公开(公告)号：CN111552326A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010116787.3
申请日：2020-02-25
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种空间碎片绳系拖曳离轨目标姿态章动抑制控制方法及系统，属于航天器姿态动力学与控制领域。本发明实现方法为：将碎片目标与绳网组合体采用刚体的假设后，采用刚体旋转运动的欧拉方程建立绳系拖曳系统的动力学模型；分析设计基于对机械能进行耗散的常值张力切换控制方法；通过测量绳结点距离两星连线的距离或观测系绳方向与两星之间连线的夹角间接地反映绳结点的运动，为切换张力控制方法的切换条件选取提供依据。本发明用于对空间碎片进行飞网捕获后拖曳离轨过程中对碎片目标的姿态章动进行快速、有效抑制，保证拖曳过程中不会发生系绳缠绕等风险，为安全、高效完成空间碎片主动清除任务提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN111319796A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010128895.2
申请日：2020-02-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明一种基于电推轨道转移的姿态控制方法及系统，可应用于持续推力作用的长期轨道转移任务，在深空探测等需要进行长时间小推力轨道转移任务中，为了保证轨道控制精度，需要保证平台姿态时时跟踪变轨期望姿态。为了降低长期轨道转移中的燃耗，姿态控制尽可能基于电推进行。本文针对配有单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)和电推二维矢量机构的飞行器，提出了一种电推转移过程中的姿态控制策略，由力矩陀螺进行X轴的姿态控制，由二维矢量机构和电推配合进行Y/Z轴的姿态控制，实现尽可能在节省燃耗的基础上实现飞行器的姿态控制任务。
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公开(公告)号：CN111552326B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202010116787.3
申请日：2020-02-25
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种空间碎片绳系拖曳离轨目标姿态章动抑制控制方法及系统，属于航天器姿态动力学与控制领域。本发明实现方法为：将碎片目标与绳网组合体采用刚体的假设后，采用刚体旋转运动的欧拉方程建立绳系拖曳系统的动力学模型；分析设计基于对机械能进行耗散的常值张力切换控制方法；通过测量绳结点距离两星连线的距离或观测系绳方向与两星之间连线的夹角间接地反映绳结点的运动，为切换张力控制方法的切换条件选取提供依据。本发明用于对空间碎片进行飞网捕获后拖曳离轨过程中对碎片目标的姿态章动进行快速、有效抑制，保证拖曳过程中不会发生系绳缠绕等风险，为安全、高效完成空间碎片主动清除任务提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN111272177B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010129670.9
申请日：2020-02-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种基于时间对准的间接滤波相对导航方法及系统，利用测量单机对目标星进行相对测量，对相对测量的结果进行滤波处理，便可以得到需要的相对导航信息。测量单机的输出频率与导航滤波算法周期的不一致，导致数据之间存延时，通过对两者的时间进行对准，降低延迟对导航滤波算法精度的影响；受限于测量范围的限制，通常追踪星在超近距离段会配备多台测量单机，每台测量单机输出的相对测量信息的定于不一致，为了在切换不同测量单机进行相对导航滤波的过程中，导航算法不需要重新收敛，对不同测量单机的输出量进行预先处理，使用间接滤波的方法进行相对导航的滤波输出。
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公开(公告)号：CN110576983B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201910790443.8
申请日：2019-08-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种轨道转移过程中的姿态确定方法，该方法包括以下步骤：步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵；步骤2：当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到平行阈值时，对步骤1建立的期望姿态参考坐标系进行避奇异处理。本发明考虑飞行器姿态在保证推力方向的基础上进行太阳帆板对日指向的约束，建立了目标姿态参考坐标系，实现了姿态控制量的解算。同时充分考虑整个轨道转移过程中太阳方向矢量与飞行器本体的相对姿态关系，对姿态确定策略进行了避奇异处理，保证了姿态确定测量始终能够进行有效数据输出。
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公开(公告)号：CN110751886B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201910881858.6
申请日：2019-09-18
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种绳系拖曳控制地面试验验证方法及系统，使用动力学仿真系统生成目标星和主动星的姿态、轨道运动数据；以动力学仿真系统输出的目标星和主动星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统产生目标星模拟器和主动星模拟器的位置、姿态运动；通过目标星模拟器上的三维力传感器获得系绳对目标的拉力，通过陀螺仪获得目标星模拟器帆板和本体的姿态信息，将数据传给动力学仿真系统，经过转换处理后将相对状态信息、目标星受力信息发送给GNC计算机进行拖曳控制律解算，将控制指令传给主动星模拟器上的绳系收放装置进行系绳收放控制。本发明用于对失效航天器进行飞网捕获后拖曳移除控制的地面半物理闭环试验，为在轨清障服务提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN111319796B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010128895.2
申请日：2020-02-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明一种基于电推轨道转移的姿态控制方法及系统，可应用于持续推力作用的长期轨道转移任务，在深空探测等需要进行长时间小推力轨道转移任务中，为了保证轨道控制精度，需要保证平台姿态时时跟踪变轨期望姿态。为了降低长期轨道转移中的燃耗，姿态控制尽可能基于电推进行。本文针对配有单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)和电推二维矢量机构的飞行器，提出了一种电推转移过程中的姿态控制策略，由力矩陀螺进行X轴的姿态控制，由二维矢量机构和电推配合进行Y/Z轴的姿态控制，实现尽可能在节省燃耗的基础上实现飞行器的姿态控制任务。
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公开(公告)号：CN110861791A
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201911081960.4
申请日：2019-11-07
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G7/00
摘要： 本发明公开了旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，包括如下步骤：步骤1，在实时仿真系统上建立目标星和任务星的动力学模型，并输出两星的位置、姿态信息；步骤2，对两星的运动状态进行模拟，具体包含：步骤2.1，将目标星模拟器和任务星模拟器安装在双六自由度运动模拟系统上；步骤2.2，将安装有目标星模拟器和任务星模拟器的双六自由度运动模拟系统置于微波暗室中，微波暗室设有太阳模拟器，用于模拟太阳光对目标星的不同照射条件；步骤2.3，以步骤1输出的两星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动运动和转动运动，实现对两星运动状态的模拟；步骤3，对导航性能进行评估。
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