-
公开(公告)号：CN115686783A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211291527.5
申请日：2022-10-19
申请人： 航天东方红卫星有限公司
摘要： 一种近地遥感卫星自主任务规划地影预报方法及装置，基于太阳‑地球‑卫星的相对位置关系和圆柱阴影模型，首先对每个轨道圈内卫星的出影时刻和进影时刻进行估算；然后，在出影和进影时刻的估计值附近，分别使用二分法迭代求解进/出影满足的非线性方程，获得地影时间的精确结果。本发明不包含复杂的三角函数运算，且迭代求解次数少，可以满足星上自主任务规划高实时性要求和时间精度要求，具有很高的工程应用价值。
-
公开(公告)号：CN111814313A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010543387.0
申请日：2020-06-15
申请人： 航天东方红卫星有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种高精度引力场中回归轨道设计方法，包括：建立回归轨道设计坐标系；根据任务实现的精度要求，设定回归轨道条件；构建卫星从初始状态经过一个回归周期后的轨道状态变化的高阶Poincaré映射；根据构建的高阶Poincaré映射和设定的回归轨道条件，通过求解优化问题获得回归轨道的设计初值。通过本发明实现了高精度和快速的轨道设计。
-
公开(公告)号：CN107284694B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201710430912.6
申请日：2017-06-09
申请人： 航天东方红卫星有限公司
摘要： 本发明一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法，步骤如下：1)在卫星结构设计的基础上，以卫星星体内对称设计，星体外推进剂释放喷口周围无遮挡为原则，完成对卫星星体内、星体外两部分结构布局优化；2)分析卫星推进剂释放时产生的大推力对卫星星体的影响，设计姿控系统，保证推进剂释放后卫星的正常运行；3)对卫星上推进剂储瓶进行处理，使得推进剂释放满足大推力的正常释放要求；4)由姿控系统对卫星姿态进行控制，实现大推力卫星的姿轨耦合控制。本发明通过对卫星结构优化设计，以及推力剂释放后卫星的质心位置及质心坐标系中的转动惯量的计算分析，在每次推进剂释放前对卫星的姿态进行调节。
-
公开(公告)号：CN105486315B
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201510844315.9
申请日：2015-11-26
申请人： 航天东方红卫星有限公司
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明涉及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体Y轴旋转控制形成以月球为视场中心的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长n，可获取多组采样点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
-
公开(公告)号：CN105486315A
公开(公告)日：2016-04-13
申请号：CN201510844315.9
申请日：2015-11-26
申请人： 航天东方红卫星有限公司
IPC分类号： G01C21/24
CPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明涉及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体Y轴旋转控制形成以月球为视场中心的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长n，可获取多组采样点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
-
公开(公告)号：CN103591950A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310528945.6
申请日：2013-10-30
申请人： 航天东方红卫星有限公司
摘要： 一种敏捷卫星的结构布局参数确定方法，分为太阳帆板布局参数优化和星敏感器布局参数优化两部分。太阳帆板布局参数优化的优化目标设定为每轨太阳帆板能源产生值，优化目标的约束变量为轨道参数、姿态参数和太阳帆板的有效充电条件，可变参数为太阳帆板的安装角度。通过数学求解可以求得太阳帆板安装角度的最优值。星敏感器布局参数优化的优化目标设定为星敏感器可用时段，优化目标的约束变量为轨道参数和姿态参数，可变参数为星敏感器的安装角度。通过数学求解，迭代计算星敏感器的安装角度，可以获取每轨星敏感器可用时段的最优值。本发明方法可以在满足敏捷卫星工作模式和卫星任务应用模式的前提下，最大限度的提高敏捷卫星的应用效能。
-
公开(公告)号：CN101694570B
公开(公告)日：2011-06-15
申请号：CN200910093791.6
申请日：2009-10-19
申请人： 航天东方红卫星有限公司
摘要： 一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法，步骤：(1)首先建立控制力矩陀螺群的动力学模型；(2)构造奇异回避操纵律算法和确定控制力矩陀螺群接近奇异区域的距离阈值d1和阈值d2；(3)对控制力矩陀螺群的动力学模型进行奇异性判断，计算控制力矩陀螺群奇异度量值D，如果D＞d1则控制力矩陀螺群的操纵律直接用伪逆操纵律算法，如果d2＜D＜d1，则减小参数λ的调节幅度，如果0＜D＜d2，则增大参数λ的调节幅度；(4)计算控制力矩陀螺群各个控制力矩陀螺的框架角速率值；(5)将所述的框架角速率积分计算得到框架角位置输入给步骤(1)进行循环计算，并根据框架角速率值驱动控制力矩陀螺群输出力矩给卫星。
-
公开(公告)号：CN117008446A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310798216.6
申请日：2023-06-30
申请人： 航天东方红卫星有限公司
IPC分类号： G04G5/00
摘要： 本发明公开了一种利用月球掩星观测的卫星星上时钟自主校正方法，利用观测记录并处理月球对恒星掩食现象的时间序列，校正星上时钟偏差。首先利用星上成像测量设备如星敏感器观测月球对特定恒星的掩食与复现现象，记录现象发生时间，形成测量时间序列，再利用卫星精确轨道信息结合月球星历计算理论掩星及复现现象时间序列，将两组时间序列进行比较，迭代修正星上时钟基准，使实际观测时间序列与理论时间序列准确吻合，从而达到星上时钟基准校正的目的。本方法无需给卫星增加额外新设备，只需利用现有常用敏感设备完成观测，成本低，系统可靠性高，占用星上资源少。
-
公开(公告)号：CN113378290B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110518768.8
申请日：2021-05-12
申请人： 北京航空航天大学 , 航天东方红卫星有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , B64G1/24 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请公开了一种超低轨道卫星的轨道维持方法，包括：设置卫星参数以及大气参数，根据所述卫星参数以及所述大气参数构建轨道动力学模型，其中，所述卫星参数包括卫星轨道参数、卫星基本参数以及初始卫星轨道控制参数；构建优化模型，根据所述优化模型、所述轨道动力学模型、所述卫星轨道参数以及所述卫星基本参数对所述初始卫星轨道控制参数进行优化得到优化后的轨道控制参数，其中，所述优化模型包括多个优化约束条件；根据所述优化后的轨道控制参数控制吸气式推进系统收集空气以及排出空气实现对超低轨道卫星维轨。本申请解决了现有技术中超低轨卫星难以长期在轨维持的技术问题。
-
公开(公告)号：CN111731513B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010543414.4
申请日：2020-06-15
申请人： 航天东方红卫星有限公司
摘要： 本发明公开了一种基于单脉冲轨控的高精度引力场中回归轨道维持方法，包括：构建高阶Poincaré映射和求解回归轨道初值的多目标优化函数，求解得到第一个回归轨道初值；对第一个回归轨道初值进行轨道积分，得到轨道状态量；根据轨道状态量，对高阶Poincaré映射进行重构，求解得到下一个回归轨道初值；根据轨道状态量与下一个回归轨道初值的速度差值，确定轨道控制所需要的单脉冲速度增量，实现对高精度引力场中回归轨道的维持。本发明在轨道设计作为标称值的基础上，通过在赤道升交点处施加速度脉冲使相邻回归周期内的轨道速度状态相连，从而实现高精度轨道控制，可使卫星实际星下点轨迹偏离标称位置距离在用户设定的阈值范围内。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
44 条记录 (耗时 0.043 秒)