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公开(公告)号：CN112537463B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202011422303.4
申请日：2020-12-08
申请人： 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明提供了一种卫星姿态控制方法及系统，包括：根据星上运动部件的运动规律和干扰特性，设置前馈补偿力矩，计算提前补偿时间；根据星上运动部件的运动规律，获取换向过程结束时刻；根据换向过程结束时刻、提前补偿时间和理论运动曲线选取前馈补偿力矩角速度结束阈值和角度开始阈值；实时读取所述星上运动部件的角度和角速度信息，在到达所述减速时刻时，对卫星施加所述前馈补偿力矩并持续至第一阈值时间，以使卫星获得阈值补偿角动量；所述阈值补偿角动量与所述星上运动部件换向过程中产生的干扰角动量大小相等。
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公开(公告)号：CN113553966A
公开(公告)日：2021-10-26
申请号：CN202110855532.3
申请日：2021-07-28
申请人： 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明公开一种单一星图的有效星空区域的提取方法，其首先对星图进行预处理，得到星图中各像素的显著度值，并生成星图显著图；然后以显著度值作为特征，将星图显著图做初始分割，得到预分割块，并对预分割块进行特征提取；以及最后，对特征进行聚类组合，以实现干扰区域的识别及标记。
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公开(公告)号：CN107628272B
公开(公告)日：2019-10-01
申请号：CN201710866917.3
申请日：2017-09-22
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置及动静不平衡干扰力矩在轨标定方法，发明所提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置包括：配置于旋转部件内或表面配置两台偏置动量轮，所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴，且相互夹角不等于0°或180°；第一偏置动量轮的转速r1和第二偏置动量轮的转速r2分别为式中，I1和I2分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量；h1为第一偏置动量轮的角动量，h2为第二偏置动量轮的角动量θh1_sd为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角，A0为动静不平衡干扰力矩的大小，ω0为旋转部件的旋转速度。
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公开(公告)号：CN102607565B
公开(公告)日：2015-02-04
申请号：CN201210071664.8
申请日：2012-03-16
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明提供一种消除太阳敏感器受地球反射光干扰的方法，太阳敏感器应用于中低轨道航天器时可能会受到地球反射光的干扰，影响测量精度。本发明首先在保证太阳敏感器可用性的前提下，通过将太阳敏感器倾斜固定角度安装，消除了太阳敏感器有效视场内的反射光干扰；再在保证有效视场不受遮挡的前提下，通过安装遮光挡板的方式，消除了太阳敏感器无效视场内的放射光干扰，最终解决了太阳敏感器受地球反射光干扰的问题。本发明通过设计组合体安装支架，将太阳敏感器倾斜安装平台和遮光挡板融为一体，降低了设计和装配的复杂程度。本发明提出的消除地球反射光干扰的方法简单有效，实现成本低，便于工程实现。
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公开(公告)号：CN103914378A
公开(公告)日：2014-07-09
申请号：CN201410109989.X
申请日：2014-03-21
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明提供了一种数字化星载姿控软件测试平台，包括星载姿控软件端和动力学端；所述星载姿控软件端和所述动力学端通过TCP/IP接口实现敏感器数据包和控制指令包的数据交互；所述星载姿控软件端受所述敏感器数据包激励运行，并采用非实时PC机周期运行姿控软件，所述星载姿控软件端内设有一段映射星载计算机RAM空间的内存，实现姿控软件全局变量定义以及姿控软件与其他模块的数据交互。本发明将现有测试环境硬件进行数字化，在对姿控软件改动最小的情形下，将姿控软件运行环境移植至非实时的PC机，保留原有的数据流，并通过TCP/IP数据接口，构成闭环测试平台，解决了硬件和实时约束的弊端。
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公开(公告)号：CN102582850B
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201210070052.7
申请日：2012-03-16
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： B64G1/32
摘要： 本发明提供一种提高卫星磁控精度的方法，首先计算卫星本体系地磁矢量的变化率；然后计算轨道系地磁矢量的变化率；接着根据卫星轨道状态，计算磁控算法所需磁矢量变化率输入；最后根据卫星当前控制模式、当前姿态和磁矢量变化率，计算各轴磁力矩器输出磁矩的大小。本发明所述方法消除了轨道磁场本身变化对卫星磁控的干扰，提高了卫星磁控的精度，同时考虑了卫星轨道不可知状态并制定了应对措施，具备较强的鲁棒性。本发明方法简单有效，便于工程实现。
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公开(公告)号：CN102607565A
公开(公告)日：2012-07-25
申请号：CN201210071664.8
申请日：2012-03-16
申请人： 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明提供一种消除太阳敏感器受地球反射光干扰的方法，太阳敏感器应用于中低轨道航天器时可能会受到地球反射光的干扰，影响测量精度。本发明首先在保证太阳敏感器可用性的前提下，通过将太阳敏感器倾斜固定角度安装，消除了太阳敏感器有效视场内的反射光干扰；再在保证有效视场不受遮挡的前提下，通过安装遮光挡板的方式，消除了太阳敏感器无效视场内的放射光干扰，最终解决了太阳敏感器受地球反射光干扰的问题。本发明通过设计组合体安装支架，将太阳敏感器倾斜安装平台和遮光挡板融为一体，降低了设计和装配的复杂程度。本发明提出的消除地球反射光干扰的方法简单有效，实现成本低，便于工程实现。
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公开(公告)号：CN101556155A
公开(公告)日：2009-10-14
申请号：CN200910051612.2
申请日：2009-05-20
申请人： 上海微小卫星工程中心
摘要： 本发明揭示一种小卫星姿态确定系统及方法，该系统包括：若干姿态测量部件、中央处理器；中央处理器用以采集上述姿态测量部件的测量数据，计算环境模型，并根据测量数据和环境模型选择相应的定姿算法进行姿态确定；其包括地平仪数据采样及处理单元、太阳敏感器数据采样及处理单元、磁强计数据采样及处理单元、环境模型计算单元、定姿选择单元。定姿选择单元根据所述地平仪数据采样及处理单元、太阳敏感器数据采样及处理单元、磁强计数据采样及处理单元、及环境模型计算单元的数据，选择相应的定姿算法进行姿态确定。本发明成本低，结构简单；同时定姿算法多样，设计了四种确定性定姿算法和四种Kalman滤波算法，各算法之间能进行有效融合，星上自主切换，提高了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN212106160U
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN202020889474.7
申请日：2020-05-25
申请人： 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
IPC分类号： F03H1/00
摘要： 本实用新型提供了一种空间推进系统，所述空间推进系统作为超低轨道卫星或拥有大气层的行星探测器的推进系统，所述空间推进系统包括吸气装置、供气管路及纳米线阵列离子推力器，其中：所述吸气装置收集轨道中的气体作为推进剂；气体由所述供气管路提供至所述纳米线阵列离子推力器，被所述纳米线阵列离子推力器的强电场电离，并被所述强电场加速喷出产生推力；所述纳米线阵列离子推力器的材料为氧化物。
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