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公开(公告)号：CN105160051B
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201510374365.5
申请日：2015-06-30
申请人： 中国空间技术研究院
CPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法，进行反射器展开试验，得到关键测点的力、力矩和应力数据；构建多体动力学仿真软件；根据关键测点的力、力矩和应力的多体动力学仿真分析结果与展开试验结果的比对，优化多体动力学仿真软件；根据比对结果，分析卫星姿态变化物理过程的合理性；构建等效质量单元，并计算得到卫星控制系统设计测试分析仿真软件需要的惯量时变、受力时变的简化动力学模型及相应的数据库；卫星控制系统设计测试分析仿真软件仿真分析得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度，与多体动力学仿真软件得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度进行比对，根据比对结果进行简化模型、数据库的复核和是否满足工程性判断。
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公开(公告)号：CN103264776B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201310209403.2
申请日：2013-05-30
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种基于信息融合的控制系统工作模式设置及切换方法，将现有的按功能和敏感器使用情况来设计控制系统工作模式和方式转变为按功能确定控制系统的工作模式和方式，其中工作模式设置为：太阳捕获及巡航模式、地球捕获及指向模式、远地点模式、位置保持模式、正常模式（含正常工作、反作用轮卸载、南北位保、东西位保四种工作方式），模式之间可以通过星上自主切换或通过地面遥控切换，本方法优化了模式设计和切换条件，不仅减少了控制模式的数量，简化了模式间的转换关系，减轻了地面测控的复杂程度，降低了软件代码使用量，而且提升了控制系统的性能。
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公开(公告)号：CN105160051A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510374365.5
申请日：2015-06-30
申请人： 中国空间技术研究院
CPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法，进行反射器展开试验，得到关键测点的力、力矩和应力数据；构建多体动力学仿真软件；根据关键测点的力、力矩和应力的多体动力学仿真分析结果与展开试验结果的比对，优化多体动力学仿真软件；根据比对结果，分析卫星姿态变化物理过程的合理性；构建等效质量单元，并计算得到卫星控制系统设计测试分析仿真软件需要的惯量时变、受力时变的简化动力学模型及相应的数据库；卫星控制系统设计测试分析仿真软件仿真分析得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度，与多体动力学仿真软件得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度进行比对，根据比对结果进行简化模型、数据库的复核和是否满足工程性判断。
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公开(公告)号：CN105253330B
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201510729488.6
申请日：2015-10-30
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/24
CPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明提出基于优化的信息融合GEO卫星控制系统菜单式设计方法，步骤如下：长寿命GEO卫星控制系统配置金字塔型的四个长寿命惯性姿态敏感器陀螺；按硬件菜单式设计要求配置各类用户所需敏感器；将三类卡尔曼滤波器进行排序：三个惯性姿态敏感器陀螺+光学姿态星敏感器；三个惯性姿态敏感器陀螺+地球敏感器+太阳敏感器；三个惯性姿态敏感器陀螺+其他类型可测三轴姿态的敏感器；若星载计算机应用软件中的FDIR模块检测到故障时，FDIR模块自主产生相应故障的报警，并且当前所选卡尔曼滤波器进行自主降阶滤波，若在设定时间内故障仍未消除，则由FDIR模块实现自主重组。本发明可提高卫星平台的性价比、载干比和可靠性，并且能明显缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN107089348B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201710211514.5
申请日：2017-04-01
申请人： 中国空间技术研究院
摘要： 本发明基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法：多柔性附件卫星的三轴姿态控制器采用常开工作方式的长寿命陀螺，给姿态控制器提供姿态角速度信息，提高了三轴姿态控制器应对多柔性附件卫星特征频率降低的能力。本发明能解决在发射环境中卫星大型柔性附件的联接环节的刚度发生较大幅度下降的小概率故障，故障导致卫星在轨自由状态下的系统频率与对应的大型柔性附件的约束频率均有较大幅度降低，可能超出控制系统原理论的允差范围，威胁卫星在轨安全运行。本发明能及早发现柔性附件特征频率是否发生了变化、确认是否在允差范围内，如超出允差，就要及时转入偏置特征模态频率的控制模式实现系统重构，确保卫星安全与用户需求。
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公开(公告)号：CN105883008B
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201410775324.2
申请日：2014-12-15
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明提供一种卫星推力器布局方法，用于三轴稳定的卫星推力器布局，实现推进剂的节省。该方法包括：根据卫星的质量特性和结构构型参数以及卫星推力器的布局构型参数，确定卫星推力器的初步布局参数；根据卫星推力器的羽流影响分析结果和敏感器视场分析结果，对卫星推力器的初步布局参数进行调整，从而获得优化的推力器布局参数。因此，本发明可有效利用卫星转移轨道变轨期间姿态控制产生的推力，以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载产生的姿态控制推力，进行辅助的轨道控制，以减小推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命，同时使得姿态和轨道控制功能备份多，适应卫星质心变化范围大，利于卫星天线布局设计，且可根据客户要求进行推力器减配。
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公开(公告)号：CN107089348A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710211514.5
申请日：2017-04-01
申请人： 中国空间技术研究院
摘要： 本发明基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法：多柔性附件卫星的三轴姿态控制器采用常开工作方式的长寿命陀螺，给姿态控制器提供姿态角速度信息，提高了三轴姿态控制器应对多柔性附件卫星特征频率降低的能力。本发明能解决在发射环境中卫星大型柔性附件的联接环节的刚度发生较大幅度下降的小概率故障，故障导致卫星在轨自由状态下的系统频率与对应的大型柔性附件的约束频率均有较大幅度降低，可能超出控制系统原理论的允差范围，威胁卫星在轨安全运行。本发明能及早发现柔性附件特征频率是否发生了变化、确认是否在允差范围内，如超出允差，就要及时转入偏置特征模态频率的控制模式实现系统重构，确保卫星安全与用户需求。
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公开(公告)号：CN105197257B
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201510548792.0
申请日：2015-08-31
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明一种分舱优化设计的桁架式GEO卫星推力器布局方法，不仅满足了桁架式GEO卫星推力器均在推进服务舱布局的分舱模块化设计基本需求，而且将推进服务舱背地板四角安装的4个10N推力器按照具有尽可能大的卫星变轨效率、足够大的克服大推力变轨发动机干扰力矩的能力、兼顾推进剂沉底及三轴姿态控制与角动量卸载等需求设计其布局方位角，在整星质心明显高于推进服务舱上端的不利条件下，东西位保、南北位保的推力器布局采用成对10N推力器推力矢量斜向平行布局方法，使东西位保的推力器布局兼顾俯仰姿态控制与角动量卸载功能，使南北位保的推力器布局兼顾滚动、俯仰、偏航姿态控制与角动量卸载功能，节省姿态控制与角动量卸载推进剂。
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公开(公告)号：CN105197257A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510548792.0
申请日：2015-08-31
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明一种分舱优化设计的桁架式GEO卫星推力器布局方法，不仅满足了桁架式GEO卫星推力器均在推进服务舱布局的分舱模块化设计基本需求，而且将推进服务舱背地板四角安装的4个10N推力器按照具有尽可能大的卫星变轨效率、足够大的克服大推力变轨发动机干扰力矩的能力、兼顾推进剂沉底及三轴姿态控制与角动量卸载等需求设计其布局方位角，在整星质心明显高于推进服务舱上端的不利条件下，东西位保、南北位保的推力器布局采用成对10N推力器推力矢量斜向平行布局方法，使东西位保的推力器布局兼顾俯仰姿态控制与角动量卸载功能，使南北位保的推力器布局兼顾滚动、俯仰、偏航姿态控制与角动量卸载功能，节省姿态控制与角动量卸载推进剂。
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公开(公告)号：CN103264776A
公开(公告)日：2013-08-28
申请号：CN201310209403.2
申请日：2013-05-30
申请人： 中国空间技术研究院
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种基于信息融合的控制系统工作模式设置及切换方法，将现有的按功能和敏感器使用情况来设计控制系统工作模式和方式转变为按功能确定控制系统的工作模式和方式，其中工作模式设置为：太阳捕获及巡航模式、地球捕获及指向模式、远地点模式、位置保持模式、正常模式（含正常工作、反作用轮卸载、南北位保、东西位保四种工作方式），模式之间可以通过星上自主切换或通过地面遥控切换，本方法优化了模式设计和切换条件，不仅减少了控制模式的数量，简化了模式间的转换关系，减轻了地面测控的复杂程度，降低了软件代码使用量，而且提升了控制系统的性能。
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