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公开(公告)号：CN105717940A
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201610052237.3
申请日：2016-01-26
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种中继卫星自主任务规划方法，包括：(1)自主指令管理，包括对自主指令和遥控指令等由星载计算机发出的指令进行调度管理分配等工作，(2)自主平台控制，包括对平台的自主导航、自主位保等控制，(3)自主FDIR(Failure Detection Isolation and Recovery)处理，包括根据故障检测条件检测出故障，并对故障进行隔离恢复处理，(4)自主中继任务规划，包括卫星接收到插入中继任务后，根据当前卫星任务执行情况进行插入任务规划，并制定相关的任务执行序列，(5)自主任务调度，对中继任务、FDIR任务以及自主平台控制任务、自主指令管理任务进行综合管理调度，划分好执行时间片及相关任务需求。
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公开(公告)号：CN108512590B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201810247271.5
申请日：2018-03-23
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种卫星姿轨控分系统与GNSS子系统的联试系统及方法，适用于配备GNSS子系统的卫星地面测试领域。通过地面测试设备给GNSS接收机上注仿真起始时刻的星时和轨道数据，姿轨控分系统的星载计算机通过总线从GNSS接收机获取该数据，同时，姿轨控分系统的地面动力学仿真软件也通过星地测试通道从GNSS接收机得到了同一组数据。通过以上途径，可在地面对卫星在轨的轨道和姿态进行全方位的模拟，完成卫星姿轨控和GNSS子系统的地面联试。
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公开(公告)号：CN105717940B
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201610052237.3
申请日：2016-01-26
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种中继卫星自主任务规划方法，包括：(1)自主指令管理，包括对自主指令和遥控指令等由星载计算机发出的指令进行调度管理分配等工作，(2)自主平台控制，包括对平台的自主导航、自主位保等控制，(3)自主FDIR(Failure Detection Isolation and Recovery)处理，包括根据故障检测条件检测出故障，并对故障进行隔离恢复处理，(4)自主中继任务规划，包括卫星接收到插入中继任务后，根据当前卫星任务执行情况进行插入任务规划，并制定相关的任务执行序列，(5)自主任务调度，对中继任务、FDIR任务以及自主平台控制任务、自主指令管理任务进行综合管理调度，划分好执行时间片及相关任务需求。
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公开(公告)号：CN108512590A
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201810247271.5
申请日：2018-03-23
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种卫星姿轨控分系统与GNSS子系统的联试系统及方法，适用于配备GNSS子系统的卫星地面测试领域。通过地面测试设备给GNSS接收机上注仿真起始时刻的星时和轨道数据，姿轨控分系统的星载计算机通过总线从GNSS接收机获取该数据，同时，姿轨控分系统的地面动力学仿真软件也通过星地测试通道从GNSS接收机得到了同一组数据。通过以上途径，可在地面对卫星在轨的轨道和姿态进行全方位的模拟，完成卫星姿轨控和GNSS子系统的地面联试。
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公开(公告)号：CN105511490B
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201510934925.8
申请日：2015-12-15
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的种静止轨道卫星位置保持‑角动量卸载联合控制方法,属于卫星姿轨控制技术领域。本发明的方法通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心,同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩,从而同时实现位置保持和角动量卸载,推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载,从而能够减少推力器开关机次数。由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载,不需要再次耗费燃料进行角动量卸载,从而以燃料较少的方式实现位置保持‑角动量卸载联合控制。本发明要解决的技术问题是在推力器关机次数较少且消耗较少燃料的情况下解决静止轨道卫星的位置保持、角动量卸载问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105511490A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510934925.8
申请日：2015-12-15
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/101
Abstract: 本发明公开的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，属于卫星姿轨控制技术领域。本发明的方法通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载，不需要再次耗费燃料进行角动量卸载，从而以燃料较少的方式实现位置保持-角动量卸载联合控制。本发明要解决的技术问题是在推力器关机次数较少且消耗较少燃料的情况下解决静止轨道卫星的位置保持、角动量卸载问题。
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公开(公告)号：CN102506813B
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201110393621.7
申请日：2011-12-01
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01C1/00
Abstract: 一种卫星天线指向精度的确定方法，首先，从卫星大系统角度出发，确定影响卫星天线指向精度的各种误差源，主要包括了天线特性、卫星总装和部件的安装误差、卫星控制系统的姿态控制误差以及卫星轨道漂移；其次，对已确定的各误差源项进行作用特性分析，划分为常值误差、日变误差、短周期误差和长期误差；最后，计算得到卫星天线在卫星轴的滚动、俯仰、偏航指向误差，在南北、东西方向的指向误差，以及天线指向半锥角误差。本发明的方法综合考虑影响卫星天线指向精度的各项误差源及其特性，能够较为精确的给出卫星天线指向精度，计算简便，适用于地球静止轨道卫星天线指向精度的工程计算。
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公开(公告)号：CN102506813A
公开(公告)日：2012-06-20
申请号：CN201110393621.7
申请日：2011-12-01
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01C1/00
Abstract: 一种卫星天线指向精度的确定方法，首先，从卫星大系统角度出发，确定影响卫星天线指向精度的各种误差源，主要包括了天线特性、卫星总装和部件的安装误差、卫星控制系统的姿态控制误差以及卫星轨道漂移；其次，对已确定的各误差源项进行作用特性分析，划分为常值误差、日变误差、短周期误差和长期误差；最后，计算得到卫星天线在卫星轴的滚动、俯仰、偏航指向误差，在南北、东西方向的指向误差，以及天线指向半锥角误差。本发明的方法综合考虑影响卫星天线指向精度的各项误差源及其特性，能够较为精确的给出卫星天线指向精度，计算简便，适用于地球静止轨道卫星天线指向精度的工程计算。
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公开(公告)号：CN105446348A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510994324.6
申请日：2015-12-25
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明涉及一种提高柔性航天器控制精度的分布式控制方法，属于柔性航天器控制领域。包含以下步骤：在柔性航天器上n个任意位置共位安装执行机构和敏感器，建立其动力学模型并进行线性化，得到系统的线性时不变动力学方程和运动学方程，作为控制器设计模型；基于Lyapunov理论设计弹性转角速度和CMGs框架角反馈控制律，或将Lyapunov理论与直接自适应控制结合，设计期望参考模型和直接自适应反馈控制律。本发明给出的控制方案基于分布式安装的执行机构实现了柔性航天器振动抑制，能够使系统振动由发散状态变为稳定状态，提高了柔性航天器控制精度；其中直接自适应控制器设计无需估计系统参数，并且具有较强的鲁棒性，进一步提高了柔性航天器控制精度。
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公开(公告)号：CN102507196B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201110418122.9
申请日：2011-12-13
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种地球静止轨道通信卫星初样星电推进系统，包括电性星电推进系统和结构星电推进系统；电性星电推进系统包括离子推力器单元S1、离子推力器单元S2、离子推力器矢量调节机构S、压力调节模块、流量控制模块N1、流量控制模块N2、流量控制模块S1、流量控制模块S2、电推进电源处理单元1、电推进电源处理单元2、管路及电缆。本发明采用相对简单的初样电推进系统实现功能检查；初样星电推进系统配置及技术状态根据电推进性能检查要求进行确定，在充分进行测试项目检查的前提下采用尽可能简化的方案；初样星电推进系统可以完成除推力器点火外全部通信卫星电推进系统功能检查。推力器点火需要在真空中进行，整星测试不具备试验状态。
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