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公开(公告)号：CN114048597A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111283477.1
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及并联贮箱非等压气垫推进剂加注量及卫星质心确定方法，步骤包括：通过试验、测试及仿真，获取输入参数；开展平衡加注，获得平衡加注时每台贮箱的推进剂加注质量、推进剂质心及发射状态的卫星质心坐标；计算非平衡加注时的质心调节能力，依次获得每台贮箱按照最大填充质量加注时，每台贮箱的推进剂加注质量、推进剂质心及发射状态的卫星质心坐标；计算发动机推力矢量与卫星质心处XY平面的交点；基于确定的推进剂加注量、气垫压力及卫星质心，进行推进剂及氦气加注以及后续在轨操作。本发明引入了卫星质心关系图，可以形象地显示不同时刻卫星质心与约束条件的位置关系，便于理解并快速指导工程应用。
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公开(公告)号：CN108216687B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201711420616.4
申请日：2017-12-25
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于粒子群算法的GEO卫星变轨策略计算方法、系统及介质。其中，该方法包括如下步骤：预设卫星初始轨道参数、卫星动力学模型、卫星变轨至GEO的点火次数N，以及每次点火后的半长轴期望值；根据每次点火的卫星轨道参数和卫星动力学模型，以每次点火时刻和点火方向为优化变量，以每次点火后的半长轴期望值为约束，根据粒子群算法进行每次点火优化得到每次点火优化结果。本发明将点火时刻和点火方向作为优化变量，将推进剂消耗作为目标函数，通过设定初始粒子种群并按算法进行进化计算，更快速的获得期望解，提高计算效率。
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公开(公告)号：CN110525693A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910667365.2
申请日：2019-07-23
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种并联贮箱推进系统综合平衡排放调节方法，(1)进行调节前状态参数设定，(2)进行氧箱平衡排放调节，(3)进行燃箱平衡排放调节。本发明考虑了航天器并联贮箱实际安装位置均会有差异的实际情况，提出的并联贮箱推进系统平衡排放调节流程中调节后两贮箱剩余推进剂质量是独立于调节前的质量的，可以实现适应“推进剂质量×贮箱轴心距”的综合平衡调节需求。主流程和子流程是全参数化的、引入了迭代循环、判读分支等计算方式，便于编制计算程序，进而降低确定控制参数的时间。
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公开(公告)号：CN109992869A
公开(公告)日：2019-07-09
申请号：CN201910232046.9
申请日：2019-03-26
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种星敏感器自动布局计算方法利用星历或黄赤夹角建立太阳点模型，利用CAD软件导入方法等建立卫星本体与天线、太阳翼、发动机羽流等卫星部件的卫星点模型，利用安装点位置与方位角建立星敏感器视场锥角模型，利用空间变换判断太阳点模型、卫星点模型与星敏感器视场锥角模型的关系，从而输出星敏感器有效视场锥角。通过遍历布局区域内星敏感器安装点位置与方位角，获得最大有效视场锥角，从而输出最优布局位置与方位角。
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公开(公告)号：CN108216687A
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201711420616.4
申请日：2017-12-25
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于粒子群算法的GEO卫星变轨策略计算方法、系统及介质。其中，该方法包括如下步骤：预设卫星初始轨道参数、卫星动力学模型、卫星变轨至GEO的点火次数N，以及每次点火后的半长轴期望值；根据每次点火的卫星轨道参数和卫星动力学模型，以每次点火时刻和点火方向为优化变量，以每次点火后的半长轴期望值为约束，根据粒子群算法进行每次点火优化得到每次点火优化结果。本发明将点火时刻和点火方向作为优化变量，将推进剂消耗作为目标函数，通过设定初始粒子种群并按算法进行进化计算，更快速的获得期望解，提高计算效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105197256B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510632784.4
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明为一种可在轨展开的模块化航天器，包括母模块、至少两个子模块、铰链展开装置、锁定装置和压紧释放装置；所述母模块为整个航天器的基础；航天器处于收拢状态时，所述两个或多个子模块线性堆叠在母模块上方，模块之间通过铰链展开装置连接，通过压紧释放装置固定；航天器在轨展开时，压紧释放装置解锁释放，铰链展开装置驱动两个或多个子模块展开到位，通过锁定装置锁定后，与母模块形成一个平面。本发明航天器支持在轨展开，运载整流罩利用率高，结构配置灵活，特别适用于具有快速响应需求的低轨中小型卫星等航天器应用。
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公开(公告)号：CN105572668A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201510917671.9
申请日：2015-12-10
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01S13/90
CPC classification number: G01S13/904
Abstract: 一种基于Radon变换的运动目标径向速度估计方法，该方法避免了Radon变换的角度搜索过程，利用少数几次Radon变换即可实现运动目标径向速度估计，将现有基于Radon变换的运动目标径向速度估计方法由二维搜索降低为数次一维搜索，提高了参数估计的实时性；由于不存在Radon变换角度搜索过程，参数估计的精度不受角度搜索步长的影响，可以使得估计精度得到进一步提升；该方法通过最小二乘方法估计参数，使得本发明具有较好的稳健性。采用本发明处理方式运算量较小，估计精度更高，而且在较低SNR条件下即可实现较高的估计精度。因此，本发明可以满足高实时性和稳健性要求。
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公开(公告)号：CN105197256A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510632784.4
申请日：2015-09-29
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明为一种可在轨展开的模块化航天器，包括母模块、至少两个子模块、铰链展开装置、锁定装置和压紧释放装置；所述母模块为整个航天器的基础；航天器处于收拢状态时，所述两个或多个子模块线性堆叠在母模块上方，模块之间通过铰链展开装置连接，通过压紧释放装置固定；航天器在轨展开时，压紧释放装置解锁释放，铰链展开装置驱动两个或多个子模块展开到位，通过锁定装置锁定后，与母模块形成一个平面。本发明航天器支持在轨展开，运载整流罩利用率高，结构配置灵活，特别适用于具有快速响应需求的低轨中小型卫星等航天器应用。
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公开(公告)号：CN114218771B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202111454232.0
申请日：2021-12-01
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及实时调节并联贮箱排放以减小变轨发动机干扰力矩的方法，步骤包括：获取卫星输入信息；获得反映贮箱安装位置和系统混合比的矩阵、卫星机械坐标系下的推力矢量、卫星机械坐标系下发动机推力作用点信息；确定变轨开始时的贮箱推进剂装填量、卫星质心、发动机推力矢量与卫星质心处XY平面的交点坐标；分时间步逐步迭代计算变轨过程中卫星X、Y向质心调节目标值等；卫星变轨时，根据确定的贮箱的落压/恒压模式，在轨操作相关阀门，实时调节并联贮箱排放，以减小变轨发动机干扰力矩。本发明综合考虑了发动机的性能参数和装星精度误差等因素，贴紧工程实际，便于工程应用并助于提升计算精度。
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公开(公告)号：CN115675922B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202211385511.0
申请日：2022-11-07
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明提供一种超大型航天器平台系统，包括：若干个子平台，每个所述子平台具有相同的几何构型形式，所有所述子平台组成超大型阵列，形成特定的平面或曲面；核心平台，用于负责整个平台的管理和维护；保持系统，用于使所述核心平台与所述超大型阵列之间保持固定的几何关系。本发明还提供了用于在轨组装该系统的方法。通过本发明的技术方案，可以解决现有技术中平台组装运输和维修困难的技术问题，能够灵活扩大或缩小平台整体的规模；发生故障的子平台可以从整个平台系统中分离，新的替代子平台可以与整个平台系统连接，因此，整个平台系统的可靠性得到极大的提高。
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