公开(公告)号：CN108528765A

公开(公告)日：2018-09-14

申请号：CN201810304639.7

申请日：2018-04-08

申请人： 上海微小卫星工程中心

发明人： 阳应权 ,  吴子轶 ,  李东 ,  陆姗姗 ,  万松 ,  李晓红 ,  齐凯华 ,  张静 ,  刘爽

IPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/28 ,  B64G1/36

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/283 ,  B64G1/366 ,  B64G2001/245

摘要： 本发明公开了一种航天器卸载阈值确定方法，包括：确定航天器重力梯度力矩和耦合力矩的复合影响；以及确定磁力矩器卸载的进入阈值和磁力矩器卸载的退出阈值。采用本发明公开的技术方案进行的机理应用分析可以在理论上对现有的设计进行技术支撑，提高了姿控磁卸载相关设计的正确性，具有较好的工程应用前景和推广价值。

公开(公告)号：CN106406086A

公开(公告)日：2017-02-15

申请号：CN201610361655.0

申请日：2016-05-26

申请人： 北京航空航天大学

发明人： 郭雷 ,  朱玉凯 ,  乔建忠 ,  张培喜 ,  许昱涵

IPC分类号： G05B13/04

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G2001/245 ,  G06F17/16 ,  G05B13/04

摘要： 本发明提供了一种基于滑模干扰观测器的大挠性航天器干扰补偿方法，所述补偿方法包括如下步骤：a)搭建航天器姿态控制系统Σ1；b)构造外部系统Σ3，所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件阻尼矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件刚度矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3对挠性振动与环境干扰之和进行描述；c)设计滑模干扰观测器，所述滑模干扰观测器对挠性振动与环境干扰之和进行估值；d)将标称控制器与步骤c)中所述的滑模干扰观测器进行复合得到复合控制器；所述复合控制器通过挠性振动与环境干扰之和的估值对所述挠性振动与环境干扰之和进行补偿。

公开(公告)号：CN106240846A

公开(公告)日：2016-12-21

申请号：CN201610414158.2

申请日：2016-06-14

申请人： 波音公司

发明人： G·S·贝克尔 ,  S·陈 ,  D·Y·纳卡索恩 ,  E·M·哈蒙斯

IPC分类号： B64G1/28

CPC分类号： G05D1/0883 ,  B64G1/00 ,  B64G1/283 ,  B64G1/285 ,  B64G2001/245

摘要： 本申请公开一种双级交通工具姿态控制系统，其包括：第一姿态控制模块，其具有被布置以提供零动量交通工具姿态控制的至少两个动量轮，每个动量轮包括使动量轮沿着交通工具的三个轴线中的两个轴线枢转的有限行程两轴万向节；第二姿态控制模块，其具有以锥体构型布置的反作用轮以沿着与至少两个动量轮的控制轴线共用的至少一个控制轴线提供交通工具姿态控制；以及控制器，其连接到第一姿态控制模块和第二姿态控制模块，该控制器被配置为协调第一姿态控制模块和第二姿态控制模块的致动以使交通工具在交通工具的三个轴线中的至少一个轴线上旋转。

公开(公告)号：CN106184819A

公开(公告)日：2016-12-07

申请号：CN201610817274.9

申请日：2016-09-09

申请人： 上海航天控制技术研究所

发明人： 钟超 ,  陆智俊 ,  吴敬玉 ,  王新 ,  李小斌

IPC分类号： B64G1/24

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/242 ,  B64G2001/245

摘要： 一种姿态机动自适应轨迹规划方法，依次计算机动欧拉角、机动欧拉轴和欧拉轴方向转动惯量，确定加减速最大时间和加减速最小时间，根据欧拉角及执行机构能力进行自主路径规划。本发明通过地面上注的姿态机动角度指令，计算相应的机动欧拉角和欧拉轴，计算沿欧拉轴方向的转动惯量，根据执行机构的最大力矩和最大角动量能力确定对应的最大角加速度和最大角速度，通过对加减速段设计了一阶三角函数过渡过程，使控制力矩的频率与挠性附件的基频隔离，确定允许的加减速最大时间和加减速最小时间范围，从而有效的抑制挠性附件的振动。

公开(公告)号：CN106114912A

公开(公告)日：2016-11-16

申请号：CN201610666865.0

申请日：2016-08-12

申请人： 上海卫星工程研究所

发明人： 董瑶海 ,  陈文强 ,  周徐斌 ,  沈毅力 ,  金历群 ,  陈晓杰 ,  张如意 ,  曾擎 ,  江世臣 ,  王志国

IPC分类号： B64G1/36 ,  B64G1/24

CPC分类号： B64G1/361 ,  B64G1/24 ,  B64G2001/245

摘要： 本发明提供了一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，包括如下步骤：采用星敏感器支架将星敏感器安装在遥感仪器上温度稳定、变形小的部位，实现遥感仪器与星敏感器一体化连接；优选星上布局空间，使星敏感器和支架在星体内部并靠近卫星散热面，避免阳光直射，为星敏感器和星敏感器支架提供长期稳定的散热面；针对星敏感器支架和星敏感器采取综合的热控制措施，使星敏感器安装界面处的温度波动在一定时间内维持在±0.1℃范围内；采用星敏感器支架，使星敏感器在一定时间内具有角秒级的在轨高稳定指向。本发明实现了卫星姿态基准以及遥感仪器成像基准统一，减小了基准不同引起的遥感仪器扫描镜指向偏差。

公开(公告)号：CN106005481A

公开(公告)日：2016-10-12

申请号：CN201610319980.0

申请日：2016-05-13

申请人： 北京航天自动控制研究所

发明人： 杨业 ,  黄万伟 ,  马卫华 ,  祁振强 ,  包为民 ,  吴浩 ,  郭涛 ,  梁禄扬 ,  徐国强 ,  唐海红

IPC分类号： B64G1/24 ,  G05D1/08

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/0808

摘要： 本发明公开了一种用于升力式飞行器的下压末段翻身时机调整方法及系统，包括：建立飞行器在下压末段翻身起判时刻的高度差与翻身时刻待飞航程的映射关系；其中，高度差为飞行器实际高度与标称高度的差值；当处于下压末端的飞行器的实际待飞航程小于预设航程阈值时，记录飞行器此时的实际高度，计算飞行器此时的高度差作为判别高度差；通过映射关系计算判别高度差对应的待飞航程，将计算得到的待飞航程作为判别航程；当飞行器的实际待飞航程等于判别航程时，向飞行器发送翻身指令。本发明能够快速确定最佳翻身时机，减小偏差情况下终段高度及速度散布。

公开(公告)号：CN105923171A

公开(公告)日：2016-09-07

申请号：CN201610339110.X

申请日：2016-05-19

申请人： 中国空间技术研究院

发明人： 宋坚 ,  范春石 ,  范达 ,  贺杨 ,  张南

IPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/24 ,  B64G1/50 ,  B64G1/66

CPC分类号： B64G1/10 ,  B64G1/24 ,  B64G1/50 ,  B64G1/66 ,  B64G2001/1092 ,  B64G2001/245

摘要： 一种模块化的一体化卫星多功能结构及聚合体，包括模块化3D结构、磁流体管路、磁流体、温度传感器、驱动线圈和控制器，其中模块化3D结构包括外表面结构板、金属蜂窝和内表面结构板，控制器通过控制驱动线圈中的电流形成行波磁场，产生电磁力从而驱动磁流体管路中的磁流体流动，实现姿态控制的同时，由于磁流体流动传递热量，实现结构的等温控制。本发明结构紧凑、功能耦合，集传统的结构、热控、姿控、能源供电、信号传输于一体，满足卫星轻量小型化、高功能密度比、大有效载荷安装空间的需求，还可以多个模块化多功能结构组成为各种聚合体。

公开(公告)号：CN105905317A

公开(公告)日：2016-08-31

申请号：CN201610414531.4

申请日：2016-06-07

申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所

发明人： 晏也绘 ,  梁纪秋 ,  胡长伟 ,  孙述鹏 ,  池贤彬 ,  郭一江 ,  吴小萌 ,  段枭 ,  张健鹏 ,  王坤

IPC分类号： B64G1/24

CPC分类号： B64G1/24 ,  B64G2001/245

摘要： 本发明提供了一种卫星对日定向控制系统及其控制方法。其系统包括：骨架、陀螺、星敏感器、太阳敏感器、电路、数据线路和星载控制组件，根据系统工作模式选择采用不同的姿态敏感器通过不同的方法计算出本体系下的太阳矢量，由卫星结构设计信息计算本体系下太阳帆板法线矢量，根据矢量旋转定义推导出误差四元数，计算误差角速度代入PID控制律，将计算的控制指令传送给反作用飞轮完成对日定向控制。该控制装置可满足两种工作模式下卫星的对日定向控制，统一了星上控制算法及参数设定，并使卫星对日定向机动路径最短，该发明可广泛适用于各种需要进行对日定向控制的卫星。

公开(公告)号：CN104797497A

公开(公告)日：2015-07-22

申请号：CN201380056454.4

申请日：2013-10-25

申请人： 空中客车防务及航天有限公司

发明人： 瓦莱里奥·莫洛

IPC分类号： B64G1/32 ,  B64G1/36 ,  G05D1/08

CPC分类号： B64G1/32 ,  B64G1/366 ,  B64G2001/245 ,  G01L3/101 ,  G01L5/0042 ,  G01L5/22 ,  G05D1/0883

摘要： 本发明涉及一种控制受方向可变的外部磁场影响的空间飞行器(10)的姿态控制系统的磁耦合器(24)的方法(50)，所述磁耦合器被实施以通过转移角动量来减小角动量存储装置的饱和度，并适于在当地的外部磁场的共同作用下，在与所述当地的外部磁场的方向正交的平面中形成磁转矩，所述与所述当地的外部磁场的方向正交的平面称为“当地的控制平面”，该控制方法(50)其特征在于，作为所需的姿态控制转矩的分量的函数，在所述当地的控制平面中形成的所述磁转矩，所述所需的姿态控制转矩的分量与所述当地的控制平面正交，所述所需的姿态控转矩的分量称为“当地的不可控分量”，在所述当地的不可控分量不为零的情况下，所述当地的不可控分量对所形成的磁转矩的贡献不为零。

公开(公告)号：CN102589917B

公开(公告)日：2014-09-24

申请号：CN201210042617.0

申请日：2012-02-23

申请人： 华中科技大学

发明人： 周泽兵 ,  白彦峥 ,  吴书朝 ,  李洪银 ,  罗俊

IPC分类号： G01M99/00 ,  G05B23/00

CPC分类号： B64G7/00 ,  B64G1/26 ,  B64G2001/245 ,  G05D1/0883

摘要： 本发明提供一种无拖曳航天器的自由落体验证装置，包括航天器模拟装置，用于在地面上做自由落体运动；惯性传感器或加速度计，用于测量航天器模拟装置的残余扰动加速度；姿态敏感器，用于测量航天器模拟装置的姿态参数；无拖曳控制器，用于对残余扰动加速度和姿态参数进行处理得到反馈控制信号；推进器，用于在反馈控制信号控制下产生推力作用在所述航天器模拟装置上，使得航天器模拟装置克服外界环境的残余扰动和维持姿态。本发明通过航天器在地面短时间内的自由落体运动，模拟空间运行环境，把惯性传感器或加速度计、姿态敏感器，无拖曳控制器和推进器综合起来，在短时间可以实现空间无拖曳航天系统技术地面环境下的性能和功能测试验证。