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公开(公告)号：CN101508347B
公开(公告)日：2011-05-04
申请号：CN200910047209.2
申请日：2009-03-06
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明揭示一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，包括压强-速度关机控制方式：实施轨控过程中，由压力传感器测量贮箱压强P，地面通过在轨标定确定推力系数k，星上接收到地面发送轨控指令后，计算推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv，对Δv进行累加，与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较，如Δv累加结果大于等于轨控指令中的“速度增量”v，则控制推进系统执行关机。本发明通过温度-时间和压强-速度二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。
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公开(公告)号：CN101508348A
公开(公告)日：2009-08-19
申请号：CN200910047210.5
申请日：2009-03-06
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明揭示一种自增压液化气推进系统的关机控制方法，包括温度－时间关机控制方式：获取得到冲量系数；贮箱表面安装有温度传感器，星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；将轨控指令中开机时长参数设置按照上述得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。本发明通过温度－时间和压强－速度二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。
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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
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN101508348B
公开(公告)日：2012-05-09
申请号：CN200910047210.5
申请日：2009-03-06
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明揭示一种自增压液化气推进系统的关机控制方法，包括温度-时间关机控制方式：获取得到冲量系数；贮箱表面安装有温度传感器，星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；将轨控指令中开机时长参数设置按照上述得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。本发明通过温度-时间和压强-速度二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。
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公开(公告)号：CN101556155B
公开(公告)日：2012-07-18
申请号：CN200910051612.2
申请日：2009-05-20
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 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：CN101554926B
公开(公告)日：2012-05-23
申请号：CN200910051600.X
申请日：2009-05-20
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明揭示一种航天器的姿态控制系统及方法，所述控制系统仅有一个偏置动量轮、一套三轴磁力矩器及存载算法的姿态控制器，所述方法包括速率阻尼控制步骤，在速率阻尼阶段利用地磁变化，对卫星三个通道采用B-dot控制磁控；初始捕获控制步骤，在初始捕获阶段实现磁控，俯仰实施PD控制，滚动、偏航通道进行章动、进动复合控制；稳态控制步骤，在稳态控制阶段实现磁控，俯仰实施PD控制，滚动、偏航通道进行章动、进动复合控制。本发明在捕获阶段和稳态控制阶段，充分依赖磁力矩器，实施主动磁控，改变了以前卫星仅仅利用磁力矩器对动量轮卸载或辅助磁控的方法，精练系统配置，进一步提高了系统的可靠性。卫星偏置动量地面起旋，保证卫星分离稳定，不需要实施喷气控制，利用磁力矩器即可实现快速、稳定初始速率阻尼。
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公开(公告)号：CN101554926A
公开(公告)日：2009-10-14
申请号：CN200910051600.X
申请日：2009-05-20
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明揭示一种航天器的姿态控制系统及方法，所述控制系统仅有一个偏置动量轮、一套三轴磁力矩器及存载算法的姿态控制器，所述方法包括速率阻尼控制步骤，在速率阻尼阶段利用地磁变化，对卫星三个通道采用B－dot控制磁控；初始捕获控制步骤，在初始捕获阶段实现磁控，俯仰实施PD控制，滚动、偏航通道进行章动、进动复合控制；稳态控制步骤，在稳态控制阶段实现磁控，俯仰实施PD控制，滚动、偏航通道进行章动、进动复合控制。本发明在捕获阶段和稳态控制阶段，充分依赖磁力矩器，实施主动磁控，改变了以前卫星仅仅利用磁力矩器对动量轮卸载或辅助磁控的方法，精练系统配置，进一步提高了系统的可靠性。卫星偏置动量地面起旋，保证卫星分离稳定，不需要实施喷气控制，利用磁力矩器即可实现快速、稳定初始速率阻尼。
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公开(公告)号：CN101508347A
公开(公告)日：2009-08-19
申请号：CN200910047209.2
申请日：2009-03-06
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明揭示一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，包括压强－速度关机控制方式：实施轨控过程中，由压力传感器测量贮箱压强P，地面通过在轨标定确定推力系数k，星上接收到地面发送轨控指令后，计算推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv，Δv＝(F·ΔT)/m＝(k·P·ΔT)/m；对Δv进行累加，与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较，如Δv累加结果大于等于轨控指令中的“速度增量”v，则控制推进系统执行关机。本发明通过温度－时间和压强－速度二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。
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