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公开(公告)号:CN113176072A
公开(公告)日:2021-07-27
申请号:CN202110340727.4
申请日:2021-03-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于对地光学探测星座阳光干扰的通用分析方法,包括如下步骤:根据卫星高度、轨道面太阳角获得单星每轨阳光干扰特性;根据单轨道面内卫星分布特性、单星每轨阳光干扰特性,获得单轨道面所有卫星阳光干扰特性;根据卫星轨道高度、卫星轨道倾角获得卫星在轨运行过程中光照回归周期;根据卫星光照回归周期,获取星座内所有轨道面太阳角分布;根据光照回归周期内所有轨道面的太阳角分布,结合上述的结果,筛选极端工况;建立极端工况仿真场景,计算获取星座阳光干扰影响的分析结果。本发明通过从单星出发、继而到单轨道面,最终到多轨道面星座,分析原理清晰,方法简单,避免大计算量分析过程,最终将阳光干扰影响简化为统计分析。
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公开(公告)号:CN110450982B
公开(公告)日:2021-04-06
申请号:CN201910749982.7
申请日:2019-08-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种空间扫描机构的角动量前馈补偿方法,包括以下步骤,S1、构建角动量前馈补偿模型:根据空间扫描机构的扫描运动模型构建角动量前馈补偿模型;S2、信息采集:星载计算机采集空间扫描机构的启动时刻信息和运动过程中的换向时刻信息;S3、计算输出反作用飞轮最终转速:星载计算机根据步骤S1得到的角动量前馈补偿模型,结合步骤S2的采集信息,输出反作用飞轮的最终转速,实现对空间扫描机构的角动量前馈补偿。本发明根据一类扫描相机扫描运动规律的方法的特点,针对性的设计了搭载此类载荷的遥感卫星的角动量前馈补偿方法,可以较好的提升遥感卫星成像质量。
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公开(公告)号:CN108020360A
公开(公告)日:2018-05-11
申请号:CN201710994444.5
申请日:2017-10-23
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01L3/14
Abstract: 本发明提供了一种星上干扰力矩补偿的高精度半物理测试方法,包括以下步骤:步骤一、实测载荷运动机构、力矩补偿轮转动惯量、卫星转动惯量;建立载荷运动机构运动干扰力矩数学模型;步骤二、按照卫星正常测试状态连接载荷运动机构、力矩补偿轮供电及通讯电缆;步骤三、将载荷运动机构接口、力矩补偿轮地面测试接口通过电缆与高速高精度采集设备相连接;步骤四、将仿真机接收到的载荷运动机构的转角数据和补偿轮的转速数据进行差分处理。本发明在卫星厂房常规测试过程中,实现卫星上干扰力矩补偿的动态特性测试,验证补偿系统设计的正确性,测试力矩补偿精度,满足指标要求,准确率可以保证在95%以上。
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公开(公告)号:CN109711082B
公开(公告)日:2023-08-08
申请号:CN201910017066.4
申请日:2019-01-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种大椭圆冻结轨道卫星光照条件和卫星帆板遮挡联合分析方法,具体包括步骤:步骤1:根据光照条件对复杂外形的卫星进行包络化抽象处理;步骤2:对帆板进行网格化处理建模,判断帆板网格点和星体遮挡形成的阴影的关系,得到帆板被遮挡点的集合。本发明通过光照条件和遮挡的联合分析,获取卫星帆板被遮挡的计算结果,为卫星确定帆板面积和能源平衡计算提供依据,可实现复杂光照条件下批量计算卫星帆板遮挡。
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公开(公告)号:CN114741647A
公开(公告)日:2022-07-12
申请号:CN202210225124.4
申请日:2022-03-07
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种异轨星间建链指向的矢量计算方法,包括步骤A:获取本星和目标星在地心赤道惯性坐标系下的坐标;步骤B:分析目标星的几何可见性;步骤C:获取本星、目标星轨道法向量和+Z轴向量;步骤D:通过矢量运算计算本星天线指向角度,并判断方向;步骤E:通过矢量运算计算目标星天线指向角度,并判断方向。本发明简化了链路指向角度计算,便于非卫星姿态专业人员快速掌握。
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公开(公告)号:CN111121788B
公开(公告)日:2021-07-06
申请号:CN201911274943.2
申请日:2019-12-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统,包括双目标选择、航天器三轴姿态指向确定,航天器相对双目标运动关系计算、航天器三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定五个部分。通过空间中双目标的选择确定航天器双矢量姿态基准,进而确定航天器三轴姿态指向,根据航天器相对双目标运动关系确定航天器三轴姿态变化规律,最终确定航天器是否发生姿态奇异现象。本发明提出的方法简单,适用于高低轨航天器,对航天器在轨三轴姿态指向设计具有指导意义。
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公开(公告)号:CN111123961A
公开(公告)日:2020-05-08
申请号:CN201911277694.2
申请日:2019-12-11
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于约束分析的双矢量夹角限制范围确定方法及系统,包括分析姿态奇异约束、分析姿态基准确定误差约束,分析姿态机动能力约束、设置双矢量夹角限制范围。根据双矢量确定的三轴姿态变化规律,判断是否会发生姿态翻转的姿态奇异现象;根据双矢量确定的三轴姿态,通过分析姿态基准确定误差,判断天线、相机等载荷指向误差是否满足在轨要求;根据双矢量确定的三轴姿态,通过分析姿态机动能力,判断角动量和力矩是否满足需求。综合双矢量确定的姿态奇异约束、姿态基准确定误差约束和姿态机动能力约束,设置双矢量夹角限制范围。本发明解决了基于约束分析的双矢量夹角限制范围确定问题,方法简单,工程上易于实现。
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公开(公告)号:CN111121788A
公开(公告)日:2020-05-08
申请号:CN201911274943.2
申请日:2019-12-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统,包括双目标选择、航天器三轴姿态指向确定,航天器相对双目标运动关系计算、航天器三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定五个部分。通过空间中双目标的选择确定航天器双矢量姿态基准,进而确定航天器三轴姿态指向,根据航天器相对双目标运动关系确定航天器三轴姿态变化规律,最终确定航天器是否发生姿态奇异现象。本发明提出的方法简单,适用于高低轨航天器,对航天器在轨三轴姿态指向设计具有指导意义。
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公开(公告)号:CN106768915A
公开(公告)日:2017-05-31
申请号:CN201611031083.6
申请日:2016-11-16
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种卫星双组元推进系统的电爆阀地面极性测试方法,其步骤包括:步骤一,管路放气,减少管路残留气体干扰;步骤二,对推进管路分段充放气,判断电爆阀安装极性。本发明通过对推进管路分段充放气,对系统内所有电爆阀的极性进行判别,通过优化管路充放气的步骤,减少电爆阀地面极性检查所需的充放气次数。
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公开(公告)号:CN115339653B
公开(公告)日:2024-11-08
申请号:CN202210769294.9
申请日:2022-07-01
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供一种卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法及系统,该方法包括:步骤S1:由轨道面正法向和太阳方向确定卫星绕旋转轴的零方位角;步骤S2:确定每个方位角下卫星本体系至J2000.0系的转换矩阵;步骤S3:得到测控天线在各方位角下在J2000.0坐标系中的指向;步骤S4:计算零时刻至所需时刻卫星固定在某方位角下所对应的测控弧段长度,获得不同方位角下对应的不同测控弧段长度;步骤S5:根据卫星实际下传的星敏感器融合四元数实时确定卫星当前方位角,在卫星进入最长测控弧长方位角范围时,上令停止慢旋。本发明能够通过卫星轨道参数和卫星姿态参数联合计算,为卫星上令停止慢旋的时机确定提供依据。
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