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公开(公告)号：CN112284352A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202010963238.X
申请日：2020-09-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于光学遥感卫星的稳像系统和方法，其中，该系统包括：角锥棱镜、相机主镜、相机次镜、稳像镜、成像探测器、位置探测器和伺服控制器；其中，从被拍摄目标发出的成像光依次经过相机主镜、相机次镜、稳像镜反射至成像探测器；恒星发出的参考光通过角锥棱镜反射至相机主镜，再依次经相机主镜、相机次镜、稳像镜反射至位置探测器；位置探测器通过测量恒星像点的位置变化间接得到相机视轴变化量，位置探测器将探测到的相机视轴变化量输入给伺服控制器，伺服控制器根据相机视轴变化量和预设遥感卫星姿态变化角度控制稳像镜，保证参考光和成像光的稳定。本发明提升了光学遥感图像的成像质量，提高了遥感卫星无地面控制点定位精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112284352B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202010963238.X
申请日：2020-09-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C11/00
Abstract: 本发明公开了一种用于光学遥感卫星的稳像系统和方法，其中，该系统包括：角锥棱镜、相机主镜、相机次镜、稳像镜、成像探测器、位置探测器和伺服控制器；其中，从被拍摄目标发出的成像光依次经过相机主镜、相机次镜、稳像镜反射至成像探测器；恒星发出的参考光通过角锥棱镜反射至相机主镜，再依次经相机主镜、相机次镜、稳像镜反射至位置探测器；位置探测器通过测量恒星像点的位置变化间接得到相机视轴变化量，位置探测器将探测到的相机视轴变化量输入给伺服控制器，伺服控制器根据相机视轴变化量和预设遥感卫星姿态变化角度控制稳像镜，保证参考光和成像光的稳定。本发明提升了光学遥感图像的成像质量，提高了遥感卫星无地面控制点定位精度。
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公开(公告)号：CN110131298B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910316220.8
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16C11/10
Abstract: 本发明公开了一种高热稳定性锁定关节，包括第一连接件1、第二连接件2、定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5；第一连接件1和第二连接件2分别与一个杆件固定连接，第一连接件1和第二连接件2通过转轴42及轴承43组成转动副，实现第一连接件1和第二连接件2铰接，转轴42两端设有具备恒定压紧力的定压锁紧装置3，该定压锁紧装置3可通过低冲击释放装置5实现锁紧。本发明通过定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5的合理布局，实现了整个关节相对于过杆件轴线的两个平面对称，克服了传统锁定关节对称性差的问题；通过柔性支撑36的变形实现了沿轴向的无间隙锁定，消除了传统锁定关节的锁定间隙，提升了锁定刚度；通过设置定压预紧装置和低冲击释放装置5，保证了转轴42两端预紧力相等，解决了传统锁定关节热稳定性差的问题。
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公开(公告)号：CN110131298A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910316220.8
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16C11/10
Abstract: 本发明公开了一种高热稳定性锁定关节，包括第一连接件1、第二连接件2、定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5；第一连接件1和第二连接件2分别与一个杆件固定连接，第一连接件1和第二连接件2通过转轴42及轴承43组成转动副，实现第一连接件1和第二连接件2铰接，转轴42两端设有具备恒定压紧力的定压锁紧装置3，该定压锁紧装置3可通过低冲击释放装置5实现锁紧。本发明通过定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5的合理布局，实现了整个关节相对于过杆件轴线的两个平面对称，克服了传统锁定关节对称性差的问题；通过柔性支撑36的变形实现了沿轴向的无间隙锁定，消除了传统锁定关节的锁定间隙，提升了锁定刚度；通过设置定压预紧装置和低冲击释放装置5，保证了转轴42两端预紧力相等，解决了传统锁定关节热稳定性差的问题。
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公开(公告)号：CN109740186A
公开(公告)日：2019-05-10
申请号：CN201811505760.2
申请日：2018-12-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，包括步骤如下：(1)设大型附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j个模拟太阳敏感器、k个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为Mijk；(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式Mαβ进行调整，得到正确的航天器的状态；(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题。
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公开(公告)号：CN109740186B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201811505760.2
申请日：2018-12-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，包括步骤如下：(1)设大型附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j个模拟太阳敏感器、k个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为Mijk；(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式Mαβ进行调整，得到正确的航天器的状态；(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题。
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