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公开(公告)号：CN111232247B
公开(公告)日：2023-02-07
申请号：CN202010053124.1
申请日：2020-01-17
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种高可靠性的微纳卫星测控系统，包括接收装置和星务计算机，所述接收装置包括第一天线、低噪声放大器、第一声表滤波器、功率分配器、第一基带解调器和第二基带解调器，接收信号依次经所述第一天线、低噪声放大器、第一声表滤波器、功率分配器后，分别经所述第一基带解调器和第二基带解调器解调后发射至所述星务计算机。本发明微纳卫星测控系统的接收装置通过采用热备份的冗余结构设计，保证装置在单机、空间单粒子打翻情况下的测控功能的可靠性。
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公开(公告)号：CN113386982A
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202110223261.X
申请日：2021-02-26
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明提供了一种面向末级留轨应用的空间电源系统，包括：若干个能源供应单元、若干个蓄电池充电调节器、一个能源放置单元、太阳电池阵、蓄电池组、数管计算机；其中：所述蓄电池充电调节器，用于获得所述电源系统的一次电源并将其输送给所述能源供应单元；所述能源供应单元，用于获得所述电源系统的二次配电电源，并将其分别输送给所述能源放置单元和数管计算机；每一个能源供电单元对应一路二次配电电源，每一路二次配电电源均对应设置有一个开关；所述能源放置单元，用于将各路二次配电电源通过与其对应的开关给各负载供电；所述太阳电池阵、蓄电池组均与所述蓄电池充电调节器电性连接。与现有技术相比，本发明成本低、体积小。
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公开(公告)号：CN109256839B
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN201811294210.0
申请日：2018-11-01
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，包括：当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵为系统供电，同时将多余的功率为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵分流后通过MPPT充电单元为系统供电、同时为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率小于非姿态稳定型航天器系统的总需求，关闭太阳电池阵的输入，并控制蓄电池组为系统供电。本发明利用最大功率点跟踪技术，实现了不同充电模式的切换，有效提升了非姿态稳定型航天器系统的能源供给能力。
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公开(公告)号：CN114816846A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210363986.3
申请日：2022-04-08
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明属于航天器技术领域，具体公开了一种航天器刀片式多模电子系统、运行方法、设备和可读存储介质。航天器刀片式多模电子系统包括：复数个刀片模块，其中，每个刀片模块至少包括一个电源模块、一个刀片处理器和一个测控模块，所述刀片模块之间通过级联将相同功能模块以并联形式连接；星务处理模块，与所述刀片模块通过总线信号连接。该系统基于各功能模块采用刀片式设计，能够实现功能的冗余备份，提高系统运行的可靠性，同时对各功能块采用区域化监测与控制，实现系统的容错管理。
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公开(公告)号：CN111232247A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010053124.1
申请日：2020-01-17
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种高可靠性的微纳卫星测控系统，包括接收装置和星务计算机，所述接收装置包括第一天线、低噪声放大器、第一声表滤波器、功率分配器、第一基带解调器和第二基带解调器，接收信号依次经所述第一天线、低噪声放大器、第一声表滤波器、功率分配器后，分别经所述第一基带解调器和第二基带解调器解调后发射至所述星务计算机。本发明微纳卫星测控系统的接收装置通过采用热备份的冗余结构设计，保证装置在单机、空间单粒子打翻情况下的测控功能的可靠性。
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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：CN114825514A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210364268.8
申请日：2022-04-08
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了航天器刀片式多模电源系统、电子系统及其控制方法，该电源系统包括：复数个电源子模块，每个电源子模块至少包括MPPT单元、充电单元、DCDC单元以及电源子模块处理器；所述复数个电源子模块的相同功能单元间并联；蓄电池组，包括复数个蓄电池，用于存储经所述充电单元处理后的电能；以及与星务处理器和电源子模块处理器分别信号连接的电源处理器，所述电源处理器根据系统的实际需要对所述航天器刀片式多模电源系统进行控制。本发明所述的航天器刀片式多模电源系统能够实现精细化电能分配、能源管理和电源状态监视。
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公开(公告)号：CN114771830A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210436295.1
申请日：2022-04-25
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种跨介质飞行器的机身结构，包括机身本体、两个机翼、连接组件和与两个机翼分别对应的两个驱动件。机身本体沿其长度方向设有两个机翼容纳槽，分别用于容纳两个机翼。机身本体通过连接组件分别与两个机翼活动连接，驱动件固连于机身本体，其输出端与对应的机翼连接，用于驱动机翼收拢或展开。收拢状态下，机翼容置于对应机翼容纳槽内，用于水下航行，且机身本体和两个机翼相互配合形成旋转体外形，用于减少水流阻力。展开状态下，机翼相对机身本体横向展开，用于空中飞行，且机翼与来流空气形成合适迎角，用于提供升力。
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公开(公告)号：CN109573105B
公开(公告)日：2022-06-14
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
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：CN109256839A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201811294210.0
申请日：2018-11-01
申请人： 上海埃依斯航天科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种非姿态稳定型航天器系统能源获取方法，包括：当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求，但小于或等于非姿态稳定型航天器系统的总需求加蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵为系统供电，同时将多余的功率为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率大于非姿态稳定型航天器系统的总需求和蓄电池组充电功率需求，则太阳电池阵分流后通过MPPT充电单元为系统供电、同时为蓄电池组充电；当太阳电池阵的输出功率小于非姿态稳定型航天器系统的总需求，关闭太阳电池阵的输入，并控制蓄电池组为系统供电。本发明利用最大功率点跟踪技术，实现了不同充电模式的切换，有效提升了非姿态稳定型航天器系统的能源供给能力。
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