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公开(公告)号：CN117473216A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311450291.X
申请日：2023-11-02
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明提供一种微推力高精度在轨估计方法，包括如下步骤：选择卫星相邻两个圈次的相同弧段进行试验；在第一圈试验弧段中，推力器不开机，记录卫星的角速度、动量轮转速、磁力矩器力矩，计算第一圈试验弧段动量轮在卫星本体坐标系中的角动量和角动量变化率，并计算环境力矩估计值；在第二圈试验弧段中，推力器开机，记录卫星的角速度、动量轮转速、磁力矩器力矩，计算第二圈试验弧段动量轮在卫星本体坐标系中的角动量和角动量变化率，根据第一圈试验弧段获得的环境力矩估计值，计算推力器推力力矩估计值；根据推力力矩与推力的关系，计算推力估计值。本发明的微推力高精度在轨估计方法，推力估计精度高，适合百毫牛量级以下推力在轨估计。
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公开(公告)号：CN109960831B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN201711408273.X
申请日：2017-12-22
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/13 , G06F17/18 , G06F119/10 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种用于扭摆系统的微推力平滑降噪优化还原方法，实现微推力曲线的精确还原和误差评定。该方法综合运用正交多项式局部滑动拟合方法和推力反向计算的复化辛普森方法，从计算过程、计算方法和计算结果上减小推力误差，获取一系列推力初始估计值；再综合运用样条函数插值法和系统响应预测值的正向计算方法，通过系统响应预测值与实际系统响应测量值比较，确定推力最优估计值和上下包络线。该方法能够高精度获取微推力随时间变化曲线，并有效评估推力测量误差。
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公开(公告)号：CN108974395B
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201810644927.7
申请日：2018-06-21
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种基于天基激光平台驱动的空间目标变轨计算方法及其装置，该方法包括以下步骤：步骤S100：获取空间目标的更新位置矢量；步骤S200：根据激光烧蚀冲量和空间目标质量，得到激光烧蚀速度增量；步骤S300：根据初始速度矢量和激光烧蚀速度增量，获得空间目标的驱动速度矢量，根据驱动速度矢量和空间目标的初始位置矢量，得到激光驱动后空间目标的轨道参数。该方法能分析天基激光驱动空间目标的轨道变化效果，能够对激光驱动力对在轨目标产生的变轨效果进行计算。
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公开(公告)号：CN108974395A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810644927.7
申请日：2018-06-21
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种基于天基激光平台驱动的空间目标变轨计算方法及其装置，该方法包括以下步骤：步骤S100：获取空间目标的更新位置矢量；步骤S200：根据激光烧蚀冲量和空间目标质量，得到激光烧蚀速度增量；步骤S300：根据初始速度矢量和激光烧蚀速度增量，获得空间目标的驱动速度矢量，根据驱动速度矢量和空间目标的初始位置矢量，得到激光驱动后空间目标的轨道参数。该方法能分析天基激光驱动空间目标的轨道变化效果，能够对激光驱动力对在轨目标产生的变轨效果进行计算。
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公开(公告)号：CN108680303A
公开(公告)日：2018-10-19
申请号：CN201810735780.2
申请日：2018-07-06
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
CPC分类号： G01L25/00 , G01L5/0038
摘要： 本发明公开了一种用于扭摆测力的系统响应误差计算方法、扭摆测力系统，该方法包括以下步骤：步骤S100：获取扭转角测量值对θ、传感器偏角α、传感器仰角β、传感器极板偏离横梁对称面的距离d；步骤S200：计算实测系统响应θ′：步骤S300：由扭转角测量值对θ和实测系统响应θ′计算系统响应误差εθ；该方法能定量系统响应传感器误差。本发明另一方面还提供了一种扭摆测力系统，该测量系统能够降低系统响应测量误差。
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公开(公告)号：CN108680302A
公开(公告)日：2018-10-19
申请号：CN201810644159.5
申请日：2018-06-21
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： G01L25/00
CPC分类号： G01L25/00
摘要： 本发明公开了一种用于扭摆测量系统的误差标定方法，该方法包括以下步骤：步骤S100：向所述扭摆测量系统施加已知标定力，通过系统参数标定方法得到v个测量值，根据所述测量值和所述已知标定力得到v个振动特性用系统参数；步骤S200：采用蒙特卡洛方法生成相互独立的正态分布随机序列，根据正态分布随机序列对试验结果进行试验数据采样，根据采样结果得到系统参数标定误差；步骤S300：进行N次步骤S200，得到n个系统参数标定误差，以n个系统参数标定误差中的最大值和最小值作为误差区间；步骤S400：采用扭摆测量系统进行推力或冲量的测量，所得结果的误差处于误差区间内。该方法准确估计扭摆测量系统测量结果误差，提高标定效率和准确率。
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公开(公告)号：CN117688285A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311450290.5
申请日：2023-11-02
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明提供一种利用卫星姿态变化的微小推力在轨估计方法，包括，获取每一采样时刻的卫星姿态角速度数据、动量轮角动量数据、气动力矩数据、剩磁力矩数据、重力梯度力矩数据、太阳光压力矩数据；根据姿态动力学方程获得推力力矩估计关系式，计算各采样时刻推力力矩估计值；根据推力力矩与推力、推力方向和体坐标系三个轴的夹角及推力中心在体坐标系坐标的关系，计算每一采样时刻的推力估计值，对所有采样时刻的推力估计值进行平均，得到推力器推力的估计值。本发明的利用卫星姿态变化的微小推力在轨估计方法，基于高精度的姿态动力学方程估计推力，适合百微牛量级至百毫牛量级的微推力器在轨试验推力预估，具有简单、快速、精度高的特点。
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公开(公告)号：CN116183102A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211514577.5
申请日：2022-11-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了推力器力在轨标定方法和系统，本发明采用两台同型号推力器，两推力矢量位于轨道面内并偏离质心，推力矢量方向分别沿速度正反向，卫星始终对地定向，禁用除动量轮以外的姿态执行机构；其次，在相邻圈次同一真近角范围弧段，两台推力器交替开机工作，记录动量轮转速变化；最后，根据相邻两个圈次，每个推力器的工作时长和动量轮转速变化，获得推力估计值，根据所有推力估计值，获得推力器最优估计范围。本发明对于亚毫牛级推力在轨标定具有快速、精度高的特点，同时对于其他量级推力在轨标定也具有借鉴性。
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公开(公告)号：CN116039961A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211514557.8
申请日：2022-11-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开的光纤耦合集束输出激光烧蚀动力装置，包括光纤耦合集束输出激光模块、带式工质供给模块和控制模块。光纤耦合集束输出激光模块用于产生激光集束光斑，带式工质供给模块向激光集束光斑处供给带式工质，激光集束光斑沿带式工质的长度方向进行烧蚀，控制模块用于驱动二极管激光器发射激光，并且控制供给模块供给带式工质的速度，即带式工质的长度方向的移动速度，激光烧蚀带式工质产生等离子体，为微纳卫星姿轨控提供动力。本发明降低了激光烧蚀动力装置复杂度，增加了带式工质利用率，提升了工质存储量并增加工质的可使用量提升了使得推进系统的总冲量，实现了激光烧蚀动力装置的低功耗、小体积、标准化、模块化和高集成度。
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公开(公告)号：CN113252646A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110560385.7
申请日：2021-06-16
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： G01N21/73
摘要： 本发明公开了一种利用激光烧蚀等离子体发射光谱信息判定烧蚀冲量的方法及装置：该方法包括：①构建基于扭摆冲量测量装置和等离子体发射光谱测量装置；②获取扭摆系统振动角度；③计算激光烧蚀安装于靶材上的冲量；④获得等离子体光谱信息；⑤计算激光烧蚀产生的激光烧蚀等离子体电子数密度大小；⑥获得某一激光能量密度下的冲量大小。该装置包括用于测量激光烧蚀产生的冲量的扭摆冲量测量装置和等离子体发射光谱测量装置。本发明可避免扭摆法测量时环境干扰的影响，通过等离子体发射光谱测量装置判定激光烧蚀冲量大小。
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