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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：CN107490391A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710420174.7
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明公开了一种基于高带宽陀螺测量的天基探测基准标定方法，其包括以下步骤：实时测量探测基准的相对变化，减少星上探测基准与卫星姿态基准的热变形传递路径；在扫描镜背部安装高带宽陀螺；在相机光机主体靠近探测器位置的基座上安装光纤陀螺，并在相机光机主体外靠近探测器的基座上安装星敏感器，通过星敏感器和陀螺组合联合测量惯性坐标系下的探测器基准向量；根据卫星姿态和扫描镜转角参数得到初始的基准向量，再由高带宽陀螺测量数据、卫星姿态数据计算天基探测基准的变化量，并利用恒星标定物对探测基准进行标定；本发明可以有效提高天基探测基准在轨标定精度，满足指标要求，准确率可以保证在5％以上。
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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：CN104294913B
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410466489.1
申请日：2014-09-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供一种三角形索杆铰接可展桁架，包括：导向杆、收拢索、张紧索、多个桁架单元和多个铰接杆，桁架单元为三角形刚性框架，各三角形刚性框架由上至下依次与导向杆连接，设置在最底部的三角形刚性框架与导向杆固接，沿导向杆向上的其它三角形刚性框架与导向杆活动连接，各三角形刚性框架之间通过铰接杆连接,收拢索由上至下依次穿过各三角形刚性框架两端分别与顶部和底部的三角形刚性框架固接连接，张紧索以之字形由上至下依次穿过各三角形刚性框架两端分别与顶部和底部的三角形刚性框架固接连接。本发明系统组成简单、收缩率高，可重复伸缩，有利于航天器空间机动或在轨维护，能适应未来大型柔性太阳电池阵等的在轨展开要求，应用前景广泛。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103693216B
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201310659342.X
申请日：2013-12-06
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种捕获装置与导航敏感器的安装布局方法，其包括以下步骤：步骤一：首先分析导航敏感器；近程导引采用导航敏感器，用来测量与目标星的位置和角度信息，视场为±30°，布局时要考虑视场内不要有遮挡；步骤二：分析抓捕装置的收拢及展开构型对安装面的限制条件；抓捕装置采用四瓣柔性网爪，由于安装面限制，四瓣柔性网爪采用非对称安装，四瓣柔性网爪间的安装面留有矩形空隙；步骤三：在步骤一与步骤二的基础上，给出导航敏感器嵌入式安装方法；根据导航敏感器的基线长度和矩形空隙的尺寸，将导航敏感器嵌入捕获四瓣柔性网爪的中心。本发明合理布局减少由于位置偏差引入的导航偏差。
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公开(公告)号：CN105083594A
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201510465756.8
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明提供了一种基于光电感应的非接触式纳卫星搭载供电系统和方法，包括步骤：纳卫星搭载在主航天器上；将纳卫星上的三结砷化镓太阳电池模组与主航天器上的发光二极管阵列的包络边缘重合且两者最大间距不大于1cm；当主航天器上的发光二极管阵列控制模块控制发光二极管阵列发光时，三结砷化镓太阳电池模组接收光能，并通过光电转换效应转换为电能，经纳卫星上的电源管理模块向纳卫星上的各电子设备供电。本发明充分利用纳卫星上原有配置的太阳电池，采用先进的微电子技术和材料加工工艺，摒弃了传统卫星搭载供电的电缆连接切割或者分离插头连接分离方式，降低了纳卫星搭载供电装置的资源消耗，提高了纳卫星空间分离的安全性和可靠性。
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公开(公告)号：CN102745342B
公开(公告)日：2014-10-29
申请号：CN201210215029.2
申请日：2012-06-26
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种用于太阳爆发-近地空间环境响应探测的卫星星座系统，包括：至少三颗以上卫星，三颗卫星分别分布在两条异面异构的太阳同步轨道上，各卫星进一步包括：综合电子计算机和太阳观测载荷以及近地空间环境探测载荷，太阳观测载荷和近地空间环境探测载荷均与综合电子计算机连接，综合电子计算机直接与地球地面站通信，且三颗卫星的综合电子计算机之间自组网通信连接。本发明可同时用于观测太阳爆发活动和近地空间环境的因果响应，适用于太阳活动-近地空间环境变化的一体化研究，具有多星组网、异轨异相分布、宽波段、多层次、因果链观测、低成本的优点。
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公开(公告)号：CN102700728B
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201210199795.4
申请日：2012-06-18
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明涉及一种卫星太阳电池阵在轨被遮挡的确定方法及其应用，通过研究卫星轨道太阳光照角年平均变化规律和卫星在轨期间太阳仰角随纬度变化情况，结合卫星构型特点，确定卫星太阳电池阵被星体遮挡与否，计算遮挡面积大小，并得到遮挡面积在一轨和一年内的变化趋势，根据该结果解决卫星在轨运行时因太阳电池阵被遮挡而造成的充电阵电流异常问题，还解决了卫星太阳电池片布片方式的优化设计问题。本发明对于卫星等采用太阳电池阵作为主要能源供给的航天器提高构型设计的合理性，提升太阳电池片的利用效率有良好效果。本发明的应用取得降低航天器电池片成本、提高航天器有效供电能力、提高航天器性能等有益效果。
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