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公开(公告)号：CN101934863B
公开(公告)日：2013-04-03
申请号：CN201010296539.8
申请日：2010-09-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下：一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Bb、卫星角速度向量Wb和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Alfa；五、计算控制输入力矩向量Tw，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Mm，飞轮根据控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本发明适用于卫星姿态控制领域。
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公开(公告)号：CN105022402B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201510515288.0
申请日：2015-08-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法，本发明涉及双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法。本发明为解决现有无扰载荷卫星的无接触作动器的有效工作范围以及机动时间长的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立Osxayaza和Obxbybzb，将Osxayaza记为Sa系，Obxbybzb记为Sb系；步骤二、写出载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转动惯量矩阵；步骤三、写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；步骤四、计算e和Φf；步骤五、写出和Φ(t)的表达式；步骤六、写出qm0、qm、Cao、Cbo、和的表达式；步骤七、得到关于和t的和步骤八、根据Φf、和使用Matlab优化工具箱，求解含约束的最短机动时间。本发明应用于航天器领域。
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公开(公告)号：CN102175265A
公开(公告)日：2011-09-07
申请号：CN201110035914.8
申请日：2011-02-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供了一种码盘式太阳敏感器探头模拟器，包括处理单元、通讯单元、数模转换电路、压控电流源、驱动电路和二状态量输出单元，其中，所述通讯单元与所述处理单元连接；所述处理单元的第一输出端与所述数模转换电路输入端连接；所述数模转换电路的输出端与所述压控电流源的输入端连接；所述处理单元的第二输出端与所述驱动电路的输入端连接；所述驱动电路的输出端与所述二状态量输出单元的输出端连接。本发明所述的码盘式太阳敏感器探头模拟器能够满足码盘式太阳敏感器处理电路测试要求，该电路设计简单、安全可靠，满足卫星系统电测试的使用要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105022402A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510515288.0
申请日：2015-08-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法，本发明涉及双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法。本发明为解决现有无扰载荷卫星的无接触作动器的有效工作范围以及机动时间长的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立Osxayaza和Obxbybzb，将Osxayaza记为Sa系，Obxbybzb记为Sb系；步骤二、写出载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转动惯量矩阵；步骤三、写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；步骤四、计算e和Φf；步骤五、写出和Φ(t)的表达式；步骤六、写出qm0、qm、Cao、Cbo、和的表达式；步骤七、得到关于和t的和步骤八、根据Φf、和使用Matlab优化工具箱，求解含约束的最短机动时间。本发明应用于航天器领域。
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公开(公告)号：CN101941528A
公开(公告)日：2011-01-12
申请号：CN201010298526.4
申请日：2010-09-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法，它涉及卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。它为解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题而提出。先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，根据运动方程得出姿态偏差角速度；姿态误差四元数表达卫星当前姿态与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系得到控制信号再计算得出卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量并作为反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。它不消耗其它星上资源，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，它可广泛适用于各种需要进行姿态机动的卫星。
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公开(公告)号：CN101934863A
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN201010296539.8
申请日：2010-09-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下：一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Bb、卫星角速度向量Wb和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Alfa；五、计算控制输入力矩向量Tw，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Mm，飞轮根据控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本发明适用于卫星姿态控制领域。
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公开(公告)号：CN102175265B
公开(公告)日：2013-02-27
申请号：CN201110035914.8
申请日：2011-02-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供了一种码盘式太阳敏感器探头模拟器，包括处理单元、通讯单元、数模转换电路、压控电流源、驱动电路和二状态量输出单元，其中，所述通讯单元与所述处理单元连接；所述处理单元的第一输出端与所述数模转换电路输入端连接；所述数模转换电路的输出端与所述压控电流源的输入端连接；所述处理单元的第二输出端与所述驱动电路的输入端连接；所述驱动电路的输出端与所述二状态量输出单元的输出端连接。本发明所述的码盘式太阳敏感器探头模拟器能够满足码盘式太阳敏感器处理电路测试要求，该电路设计简单、安全可靠，满足卫星系统电测试的使用要求。
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公开(公告)号：CN101941528B
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201010298526.4
申请日：2010-09-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法，它涉及卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。它为解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题而提出。先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，根据运动方程得出姿态偏差角速度；姿态误差四元数表达卫星当前姿态与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系得到控制信号再计算得出卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量并作为反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。它不消耗其它星上资源，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，它可广泛适用于各种需要进行姿态机动的卫星。
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