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公开(公告)号：CN116956716A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310842984.7
申请日：2023-07-11
IPC: G06F30/27 , G06F111/06 , G06F111/04
Abstract: 低轨卫星目标天基观测星座轨道设计方法、设备、介质和产品，属于空间目标探测技术领域，解决现有观测星座的适用性不高问题。本发明的方法包括：基于在轨低轨空间目标进行轨道分析，针对低轨观测星座建立多星观测的关键性能指标覆盖率，提出了观测星群的轨道设计优化思路，确定使用太阳同步晨昏轨道作为观测轨道进行优化，并以分层随机抽样和自适应遗传算法相结合的优化方法进行轨道设计优化。本发明涉及一种针对低轨卫星目标的天基观测星座的轨道设计与优化技术以及可行方案，适用于空间目标探测。
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公开(公告)号：CN112596504B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011533452.8
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集设备，包括：飞轮角动量计算模块根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率。星体系下角动量计算模块根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量Hb，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系oxbybzb中的角动量H∑。地面动力学姿态仿真模块根据角动量H∑得到卫星姿态与卫星受到的飞轮控制力矩之间的关系。本发明组成简单，各个模块可根据具体需求修改参数，以适应多类型卫星任务和多型号的飞轮，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试。
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公开(公告)号：CN113779788A
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202111028656.0
申请日：2021-09-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；步骤S2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；步骤S3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；步骤S4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。本发明解决了发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，组合体航天器最优分离轨道确定方法，为异常状况下航天任务补救提供支撑，具有一定的工程实用性。
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公开(公告)号：CN113607155A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110786528.6
申请日：2021-07-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种多星组合体下敏感器智能复用方法及系统，在多星上分别安装有多类敏感器，在多星独立工作状态下分别为对应单星的姿态测量提供姿态基准；在多星组合体状态下，根据在轨姿态需求和敏感器故障状态，智能选择多星上的敏感器，组成新的姿态测量基准。在多星组合体飞行状态下根据敏感器可用状态，综合利用多星的敏感器智能选择姿态测量基准，提高组合体状态下姿态测量系统可靠性。
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公开(公告)号：CN111102982A
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201911268099.2
申请日：2019-12-11
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种高轨目标的抵近方法，本发明通过分析不同高轨目标的运动特征，把目标分为面内目标和面外目标两大类情况；对于面内目标，在约定抵近距离范围后以抵近末端状态光照情况较好作为约束条件；对于面外目标，在约定抵近距离范围后以共同过赤道作为约束。针对上述两种情况，首先分析面内目标的抵近窗口。每个轨道周期内有一个最优成像窗口，通过计算变轨速度增量需求并优选变轨时刻，使得抵近到目标附近时恰好满足最优成像条件。再分析面外目标的抵近窗口，每个轨道周期内有两个最近距离窗口，通过计算变轨速度增量需求并优选变轨时刻，使得抵近到目标附近时恰好满足共同过赤道并有相对较优的成像条件。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108958276A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810854611.0
申请日：2018-07-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明的扫描摆镜运动对卫星姿态影响的评估方法以扫描摆镜的惯量、扫描运动曲线规律、整星惯量、整星惯性积、星上柔性附件振动频率、空间环境干扰力矩作为评估输入，以扫描过程中卫星需要的控制精度和稳定度作为评估基准，考虑星上柔性附件搭建耦合动力学模型。包括：1)对评估输入数据进行预处理；2)根据评估输入数据计算扫描摆镜在运动期间对整星产生的干扰力矩；3)融合扫描摆镜在运动期间对整星产生的干扰力矩和空间环境干扰力矩，作为整星姿态动力学模型中干扰力矩项；4)考虑星上柔性附件建立整星姿态耦合动力学模型；5)计算在扫描过程中考虑星上柔性附件振动情况下的姿态控制精度和稳定度，评估扫描摆镜运动对卫星姿态的影响。
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公开(公告)号：CN106295196A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610666957.9
申请日：2016-08-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 本发明提供了一种带有旋转挠性太阳阵卫星的在轨模态计算方法，在建立挠性卫星动力学混合坐标方程的基础上，导出整星结构动力学特征方程。当挠性太阳阵旋转到不同角度时，计算此时的卫星转动惯量、太阳阵相对整星质心的平动耦合系数和转动耦合系数，代入特征方程求解特征值，即太阳阵各阶模态对应的整星在轨模态频率。本发明解决了挠性卫星在轨模态估计问题，而挠性卫星在轨模态是整星动力学频谱规划的重要输入，可用于规避卫星入轨后可能发生的耦合共振问题。
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公开(公告)号：CN104290918B
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201410464928.5
申请日：2014-09-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种小型化轨道拖船卫星构型与布局设计，包括步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定卫星的基本构型和主承力构件；步骤B：锚定机构和缓冲机构的设计；步骤C：确定卫星舱外单机与推力器布局方案，包括锚定机构和缓冲机构的布局方案以及推力器布局设计；步骤D：确定卫星舱内单机布局方案；步骤E：根据轻量化、小型化的设计要求，对卫星的构型与布局进行优化设计，包括将传统外侧板改为蒙皮包覆设计。本发明的优越性体现在满足卫星基本指标和实施方案的基础上，并减轻航天器重量和成本，达到卫星轻量化、单机小型化和成本节约化。
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公开(公告)号：CN113779788B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202111028656.0
申请日：2021-09-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种大入轨偏差情况下组合体分离轨道确定方法和系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：根据星箭分离异常状态，确定大偏差入轨点轨道参数及组合体推进舱与轨道转移相关的平台参数；步骤S2：建立描述航天器轨道转移运动学模型；步骤S3：利用交轨共点方法对分离轨道点火点位置、速度增量及燃料消耗进行计算；步骤S4：以期望参数调整至目标值为原则，组合体推进舱最大可用燃料量为边界，积分迭代实现对分离轨道参数的确定。本发明解决了发生较大入轨偏差，纠偏燃料消耗导致原有转移任务无法完成情况下，组合体航天器最优分离轨道确定方法，为异常状况下航天任务补救提供支撑，具有一定的工程实用性。
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公开(公告)号：CN113636105B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202110990353.0
申请日：2021-08-26
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种多星组合体状态下推力器智能配置方法及系统，包含如下步骤：步骤1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；步骤2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案。本发明用于双星或多星组合体飞行状态，可提高组合体状态下推力器使用方案的冗余度，优化双星或多星燃料利用率。
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