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公开(公告)号：CN108072387A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201611023933.8
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种低精度敏感器在轨偏差的地面校正方法及系统，用于在地面上对在轨卫星上的低精度敏感器的测量精度偏差进行校正，包括：获取预设时间段内的卫星在轨数据；通过卫星秒值和轨道参数获得在轨卫星在惯性系下的参考矢量值；根据高精度敏感器测量值及其安装矩阵获得惯性系到本体系的转换矩阵；根据转换矩阵将惯性系下的参考矢量值转换为本体系下的参考矢量值；根据低精度敏感器测量值及其安装矩阵获得在轨卫星在本体系下的矢量值；比对分析本体系下的参考矢量值和矢量值，获得低精度敏感器的在轨偏差；利用修正算法对低精度敏感器的在轨偏差进行修正，获得修正结果。本发明不但节约了卫星上资源，还可以获得不同的校准精度。
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公开(公告)号：CN108075826B
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN201611023904.1
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: H04B7/212 , H04J3/06 , H04B17/40 , H04B17/391
Abstract: 本发明提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统，包括设置卫星初始状态仿真试验参数；启动姿轨控半物理仿真设备；根据星务计算机地测口的星上时数据获取计算的星上时的整秒值；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，计算出姿轨控动力学模型的理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；在星地星上时不同步误差超过第二设定阈值，若超过第二设定阈值时，校正星务计算机的星地星上时不同步误差。本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统低成本、精度高。
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公开(公告)号：CN108072365A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201611020009.4
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供一种太阳运动轨迹获取方法及系统，包括获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经；根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。本发明的太阳运动轨迹获取方法及系统，无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108075826A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201611023904.1
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: H04B7/212 , H04J3/06 , H04B17/40 , H04B17/391
Abstract: 本发明提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统，包括设置卫星初始状态仿真试验参数；启动姿轨控半物理仿真设备；根据星务计算机地测口的星上时数据获取计算的星上时的整秒值；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，计算出姿轨控动力学模型的理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；在星地星上时不同步误差超过第二设定阈值，若超过第二设定阈值时，校正星务计算机的星地星上时不同步误差。本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统低成本、精度高。
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公开(公告)号：CN108069050A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201611009245.6
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。本发明不仅在姿态控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制。
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公开(公告)号：CN108072387B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN201611023933.8
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供一种低精度敏感器在轨偏差的地面校正方法及系统，用于在地面上对在轨卫星上的低精度敏感器的测量精度偏差进行校正，包括：获取预设时间段内的卫星在轨数据；通过卫星秒值和轨道参数获得在轨卫星在惯性系下的参考矢量值；根据高精度敏感器测量值及其安装矩阵获得惯性系到本体系的转换矩阵；根据转换矩阵将惯性系下的参考矢量值转换为本体系下的参考矢量值；根据低精度敏感器测量值及其安装矩阵获得在轨卫星在本体系下的矢量值；比对分析本体系下的参考矢量值和矢量值，获得低精度敏感器的在轨偏差；利用修正算法对低精度敏感器的在轨偏差进行修正，获得修正结果。本发明不但节约了卫星上资源，还可以获得不同的校准精度。
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公开(公告)号：CN108072365B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN201611020009.4
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供一种太阳运动轨迹获取方法及系统，包括获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经；根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。本发明的太阳运动轨迹获取方法及系统，无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加。
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公开(公告)号：CN108069050B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201611009245.6
申请日：2016-11-14
Applicant: 上海微小卫星工程中心
Abstract: 本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。本发明不仅在姿态控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制。
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