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公开(公告)号：CN102736091A
公开(公告)日：2012-10-17
申请号：CN201210224111.1
申请日：2012-06-29
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： G01S19/42
摘要： 一种星球表面广域探测的卫星导航方法，包括如下步骤：（1）采用一组导航卫星通过轨道参数的控制实现空间圆编队，所述一组导航卫星至少包括一主导航卫星，两颗辅导航卫星；（2）获得所有所述导航卫星的空间位置；（3）通过星间链路锁相通信使所有所述导航卫星间的时间同步；（4）所有所述导航卫星向终端用户下发时间信号信息和星历数据信息；（5）终端用户接收所有所述导航卫星的时间信号信息和星历数据信息，利用时差测量和曲线交会解算所述终端用户位置，实现所述终端用户的导航定位。本发明所述方法可实现需要导航的终端用户所在参考星的星球表面全覆盖的卫星导航，且系统规模小，经济性好、建设成本低。
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公开(公告)号：CN101556156B
公开(公告)日：2010-10-13
申请号：CN200910051611.8
申请日：2009-05-20
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明揭示一种模拟太阳运动的方法，该方法包括如下步骤：步骤A：获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；步骤B：将上述两组数据进行分析比较，获得所述时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经波动曲线；步骤C：根据卫星定姿精度要求，对波动曲线进行拟合，获得的太阳真黄经US；步骤D：拟合所获得的太阳真黄经US代入太阳运动模型，以获得卫星定姿所需的太阳参考信息。本发明提出的模拟太阳运动的方法通过简单的方法描绘复杂的太阳运动规律，运算简单；同时不需要遥控修正手段。本发明方法的误差小，并且误差稳定不会随着时间而增加。
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公开(公告)号：CN101556156A
公开(公告)日：2009-10-14
申请号：CN200910051611.8
申请日：2009-05-20
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明揭示一种模拟太阳运动的方法，该方法包括如下步骤：步骤A.获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；步骤B.将上述两组数据进行分析比较，获得所述时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经波动曲线；步骤C.根据卫星定姿精度要求，对波动曲线进行拟合，获得的太阳真黄经US；步骤D.拟合所获得的太阳真黄经US代入太阳运动模型，以获得卫星定姿所需的太阳参考信息。本发明提出的模拟太阳运动的方法通过简单的方法描绘复杂的太阳运动规律，运算简单；同时不需要遥控修正手段。本发明方法的误差小，并且误差稳定不会随着时间而增加。
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公开(公告)号：CN109649693B
公开(公告)日：2021-12-14
申请号：CN201910052069.1
申请日：2019-01-21
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： B64G1/36
摘要： 本发明提出一种纯磁控自旋对日定向方法，通过向磁力矩器输出控制力矩以控制星体姿态，包括如下步骤：(1)根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度矢量；(2)根据星体角速度矢量，判断是否需要阻尼；(3)根据太阳矢量与星体面法向矢量，确定太阳角，并计算控制力矩第一项；(4)根据太阳角的大小，判断计算控制力矩第二项的方式；(5)计算控制力矩第三项；(6)根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩；(7)根据期望输出磁矩，驱动磁力矩器工作，进行姿态控制。本发明根据太阳角的大小，判断期望控制力矩中的力矩项是否需要进行修正及如何修正，并通过相应的计算公式完成修正，从而实现全天域、全状态下的磁控自旋对日定向。
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公开(公告)号：CN108958064B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN201710345816.1
申请日：2017-05-17
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明提供一种姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备，包括设定伴随航天器和参考航天器在轨道面内的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C‑W方程获取姿态导引律参数与相对位置的关系式；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；分别根据两组无误差、有误差仿真相对运动数据以及相对轨道预报数据，估计姿态导引律参数，并计算期望俯仰角与仿真俯仰角的误差。本发明的姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备通过计算期望俯仰角误差进行，为工程应用提供依据。
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公开(公告)号：CN110068846A
公开(公告)日：2019-07-30
申请号：CN201910359774.6
申请日：2019-04-30
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明涉及一种基于星载GNSS接收机在星上自主确定轨道平根数的方法，包括下列步骤：由星载GNSS接收机提供卫星在t0时刻在J2000系下的位置和速度rJ2000,vJ2000；将位置rJ2000和速度vJ2000进行单位无量纲化以获得无量纲化的位置和速度r0,v0；根据无量纲化的位置和速度r0,v0确定t0时刻的吻切根数σ0；以及根据t0时刻的吻切根数σ0确定t0时刻的平根数通过该方法，既能在GNSS数据中断时利用星上成熟的外推算法提供满足卫星相关分系统需求的轨道数据，又能满足星务系统的计算能力约束，降低地面上注的压力。
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公开(公告)号：CN109677638A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201910091071.X
申请日：2019-01-30
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： B64G1/36
摘要： 本发明公开了一种纯磁控自旋对日定向方法，包括：根据地磁矢量和太阳矢量确定星体角速度；根据计算得到的星体角速度，判断是否需要进行星体速率阻尼；如果不需要进行星体速率阻尼，则确定期望控制力矩Tdesired；根据期望控制力矩反算磁力矩器对应的期望输出磁矩。本发明无须配置其它敏感单元或执行机构，可实现全天域、全状态下的磁控自旋对日定向。
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公开(公告)号：CN108958064A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201710345816.1
申请日：2017-05-17
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： G05B17/02
CPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明提供一种姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备，包括设定伴随航天器和参考航天器在轨道面内的相对运动轨迹为参考航天器的LVLH坐标系中长半轴为短半轴两倍的横向漂移椭圆，根据C‑W方程获取姿态导引律参数与相对位置的关系式；设定伴随航天器相对参考航天器的相对运动轨迹为自前向后的准直线和横向漂移椭圆，并获取两组运动轨迹对应的伴随航天器的仿真相对运动数据；分别根据两组无误差、有误差仿真相对运动数据以及相对轨道预报数据，估计姿态导引律参数，并计算期望俯仰角与仿真俯仰角的误差。本发明的姿态导引律误差判断方法、系统及电子设备通过计算期望俯仰角误差进行，为工程应用提供依据。
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公开(公告)号：CN105857640B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201610218059.7
申请日：2016-04-08
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： B64G1/10
摘要： 本发明提供了一种用于卫星模块的连接角片以及卫星。所述连接角片包括内片和外片，所述外片的外表面与卫星模块的外表面处在同一平面内，以保证所述卫星模块的外表面平整，所述内片设置在所述外片的边沿内侧，并与设置内片的外片平行；所述内片上设置有内螺孔，所述内螺孔用于将连接角片同卫星模块的框架之间固连接，所述外片设置有外螺孔，所述外螺孔用于不同卫星模块之间相互连接。
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