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公开(公告)号：CN102099250B
公开(公告)日：2013-07-24
申请号：CN200980128395.0
申请日：2009-06-03
申请人： 阿斯特里姆简易股份公司
CPC分类号： G05D1/0883 , B64G1/1021 , B64G1/24 , B64G1/361 , B64G1/44 , B64G1/503 , B64G2001/245
摘要： 本发明涉及控制在天体周围的轨道中的卫星(1，2)的姿态的方法，卫星包括观察仪器(10，20)、太阳能板(11，21a)、散热器(12，22)和星敏感器(13，23)，它们被布置在卫星(1，2)上，使得在与卫星相关联且由三个相互正交轴X、Y、和Z确定的参考系中，观察仪器(10，20)布置使得其观察轴平行于卫星的Z轴，太阳能板(11，21a)平行于Y轴，散热器(12，22)布置在卫星的-X、+Y或-Y侧中的一个上，星敏感器(13，23)指向负X值侧。根据该方法，卫星(1，2)的横摇和俯仰姿态在活动时段(J)期间被控制为使观察仪器(10，20)指向天体的要观察的区域，卫星(1，2)的偏航姿态被控制为使得将太阳保持在正X值侧并保证在活动时段的观察阶段期间检验太阳能板(11，21a)最小辐照约束C1。
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公开(公告)号：CN102099250A
公开(公告)日：2011-06-15
申请号：CN200980128395.0
申请日：2009-06-03
申请人： 阿斯特里姆简易股份公司
CPC分类号： G05D1/0883 , B64G1/1021 , B64G1/24 , B64G1/361 , B64G1/44 , B64G1/503 , B64G2001/245
摘要： 本发明涉及控制在天体周围的轨道中的卫星(1，2)的姿态的方法，卫星包括观察仪器(10，20)、太阳能板(11，21a)、散热器(12，22)和星敏感器(13，23)，它们被布置在卫星(1，2)上，使得在与卫星相关联且由三个相互正交轴X、Y、和Z确定的参考系中，观察仪器(10，20)布置使得其观察轴平行于卫星的Z轴，太阳能板(11，21a)平行于Y轴，散热器(12，22)布置在卫星的-X、+Y或-Y侧中的一个上，星敏感器(13，23)指向负X值侧。根据该方法，卫星(1，2)的横摇和俯仰姿态在活动时段(J)期间被控制为使观察仪器(10，20)指向天体的要观察的区域，卫星(1，2)的偏航姿态被控制为使得将太阳保持在正X值侧并保证在活动时段的观察阶段期间检验太阳能板(11，21a)最小辐照约束C1。
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公开(公告)号：CN1076419A
公开(公告)日：1993-09-22
申请号：CN92111379.X
申请日：1992-09-05
申请人： 德国航空航天有限公司
CPC分类号： B64G1/363 , B64G1/007 , B64G1/242 , B64G1/288 , B64G1/365 , B64G2001/245 , G05D1/0883
摘要： 本发明涉及一种三轴稳定卫星姿态控制，其特征在于：在一预定平面太阳敏感器范围，在与垂直方向测量范围局限于平面两侧夹角范围，并仅一个单轴测量、积分速度陀螺仪，其测量轴与太阳敏感器设置平面成一角度为±|β|，其角度为：|β|≥(π/2)-α2max。本发明还提供了使用上述有关测试设备，以确定卫星旋转速度和捕获太阳的相对于由太阳光矢量给定的参考方向的位置误差的方法。
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公开(公告)号：CN109677637A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201910131362.7
申请日：2019-02-22
申请人： 北京空间技术研制试验中心
IPC分类号： B64G1/24
CPC分类号： B64G1/24 , B64G2001/245
摘要： 本发明涉及一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，包括步骤：a.光学测角相机测量得到目标在光学测角相机坐标系下的方位信息，根据相机安装矩阵、飞行器姿态得到目标视线方向在惯性系下的矢量；b.根据太阳敏感器测量得到的飞行器本体系下的太阳矢量以及飞行器姿态，得到惯性系下的太阳矢量；c.计算指向空间非合作目标的姿态指令和角速度指令，以及太阳帆板转角指令；d.计算飞行器当前姿态与姿态指令的偏差、实际角速度与期望角速度的偏差；e.选取控制律参数，计算控制力矩指令。根据本发明的方法以光学测角相机为导航敏感器，在不需要测距信息情况下，提出一种对空间非合作目标随动跟踪指向的方法，为空间碎片监测等提供支持。
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公开(公告)号：CN109573105A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811372982.1
申请日：2018-11-19
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
CPC分类号： B64G1/285 , B64G1/288 , B64G1/363 , B64G1/366 , B64G2001/245
摘要： 本发明公开了一种末子级留轨应用子系统姿态控制方法，包括：当末子级留轨应用子系统在速率阻尼阶段，姿态控制器采用Minus B-dot磁控律，利用三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来阻尼末子级留轨应用子系统的俯仰轴、滚动轴、偏向轴的角速度，对末子级留轨应用子系统进行消旋处理；当末子级留轨应用子系统在稳态控制阶段，姿态控制器在俯仰回路采用带有时滞补偿的PD控制律，利用偏置动量轮和三轴磁力矩器作为执行机构施加控制磁矩来完成俯仰回路的姿态控制，滚动/偏航回路采用滑模控制器设计。本发明解决了末子级留轨应用子系统的对日定向问题，同时消除时滞的影响，提高了末子级留轨应用子系统的姿态控制精度。
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公开(公告)号：CN109353544A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811117796.3
申请日：2018-09-26
申请人： 北京宇航智科科技有限公司
发明人： 李于衡
CPC分类号： B64G1/10 , B64G1/24 , B64G2001/245
摘要： 一种无动力条件下近地卫星星座保持控制方法，属于航天器制造与航天器工程应用领域，传统的卫星星座保持控制方法是给星座内每个卫星安装推力装置，通过这些推力装置工作时产生的动力来改变卫星的运行速度，从而实现星座保持控制。而安装推力装置需要占用卫星体积、重量和消耗能源，增加成本。本发明找到了一种不用安装推力装置就可以实现星座保持控制的方法，它利用近地太空中残存的大气阻力降低卫星运行速度的特点，调整卫星运行过程中的迎风面积，使卫星获得特定的运行速度，通过时间的积累，最终可以在无动力条件下，控制一个轨道面内所有卫星的相对位置达到设计要求，完成星座保持控制.本方法最核心的一点是通过调整卫星姿态获得的阻力变化来实现轨道控制，省去了推力装置，从而简化卫星设计、降低卫星制造成本。
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公开(公告)号：CN108750145A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810316841.1
申请日：2018-04-10
申请人： 西北工业大学
CPC分类号： B64G1/24 , B64G1/366 , B64G2001/245
摘要： 本发明提供了一种磁力矩器极性在轨检测方法，在检测过程中，每个控制周期，通过卫星本体坐标系中的星体角速度和磁感应强度计算磁力矩器待检测轴需要执行的单轴消旋指令；在检测过程中累加星体转动动能，在每一个判断周期结束时计算星体在该判断周期中的平均动能；设置判定磁力矩器极性正确的平均动能减小次数阈值和判定磁力矩器极性相反的平均动能增加次数阈值，对每个判断周期计算得到的平均动能减小、增大的情况进行累计，判断其次数是否达到相应的阈值，从而判断磁力矩器的极性。本发明实现了磁力矩器极性的在轨检测。
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公开(公告)号：CN108502210A
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201810630080.7
申请日：2018-06-19
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： B64G1/28
CPC分类号： B64G1/285 , B64G2001/245
摘要： 本申请涉及一种多功能动量轮支架，其包括星体安装接口、动量轮机械安装接口、电缆接插件安装接口、和电缆穿线槽。
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公开(公告)号：CN108313329A
公开(公告)日：2018-07-24
申请号：CN201810296898.X
申请日：2018-04-03
申请人： 上海微小卫星工程中心
CPC分类号： B64G1/24 , B64G1/288 , B64G2001/245
摘要： 本发明公开了一种卫星平台数据动态融合系统包括光纤陀螺，用于测量卫星的姿态角速度，并且将所述卫星的姿态角速度传送至姿态预估模块；星敏感器，用于提供卫星的姿态信息，所述姿态信息包括姿态四元数及三轴姿态角；导星器，用于通过解算卫星的姿态变化提供卫星姿态相对变化量；信息分配模块，所述信息分配模块向第一子滤波器提供第一信息分配系数，并且向第二子滤波器提供第二信息分配系数；数据融合模块分别与所述第一子滤波器和第二子滤波器相连；以及姿态修正模块，分别与所述姿态预估模块和所述数据融合模块相连，用于根据所述数据融合模块输出的误差状态变量全局估计值，对所述姿态预估模块输出的姿态预估值进行修正，以获得卫星的姿态信息。
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公开(公告)号：CN107187615A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710277775.7
申请日：2017-04-25
申请人： 西北工业大学
CPC分类号： B64G1/22 , B64G1/24 , B64G2001/245
摘要： 本发明公开了一种卫星分布式载荷的编队方法，用于解决现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的技术问题。技术方案是根据任务需求不同，在同一颗卫星的不同位置处布置分布式载荷，载荷编队由一个主载荷和若干个从载荷组成，编队中所有载荷协同工作，完成给定任务。采用分离式Stewart驱动平台将卫星本体与载荷相连接，分离式电磁音圈作动器代替可伸缩支腿作为执行机构，采用比例微分(PD)控制律，对分布式载荷进行编队控制。该方法满足了分布式光学成像等大口径光学应用系统提出的高精度、高稳定度、超静力学环境等要求，可完成多种空间任务；同时执行机构不消耗工质，不引起微振动，且无需卸载，有效提高了卫星载荷的控制精度。
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