CN107985631A - 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法 - Google Patents

低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107985631A
CN107985631A CN201711195015.8A CN201711195015A CN107985631A CN 107985631 A CN107985631 A CN 107985631A CN 201711195015 A CN201711195015 A CN 201711195015A CN 107985631 A CN107985631 A CN 107985631A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
electric thruster
arc electric
low rail
micro
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201711195015.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107985631B (zh
Inventor
苗建旺
孔飞飞
蔡承志
谷振宇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Chiichi Exploration Technology Co Ltd
Original Assignee
Beijing Chiichi Exploration Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Chiichi Exploration Technology Co Ltd filed Critical Beijing Chiichi Exploration Technology Co Ltd
Priority to CN201711195015.8A priority Critical patent/CN107985631B/zh
Publication of CN107985631A publication Critical patent/CN107985631A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107985631B publication Critical patent/CN107985631B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

本发明提供了一种低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，所述低轨微纳卫星包括：脉冲微弧电推力器、太阳帆板、星敏感器和太阳敏感器；所述星敏感器和太阳敏感器，分别用于测量星图和太阳，获得低轨微纳卫星的姿态信息；所述太阳帆板，用于获取太阳能，为低轨微纳卫星在轨工作提供能源；所述脉冲微弧电推力器，用于低轨微纳卫星的姿态调整。本发明提供的低轨微纳卫星，采用脉冲微弧电推力器，能够较为方便地实现低轨微纳卫星的姿态调整。此外，本发明提供的所述适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，结合姿轨控系统工作情况，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。

Description

低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法
技术领域
本发明涉及卫星技术领域，具体涉及一种低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法。
背景技术
电推力器是利用电能将工质从推力器内部高速喷出，从而产生推力。由于具有比冲高的优点，电推力器在卫星平台将得到广泛的应用。一般地，电推力器(主要为离子或霍尔推力器)的推力为化学推进的几千分之一，在几十mN左右，因此电推力器通常被应用在卫星上用于卫星的南北位置保持过程。
但是，对于微纳卫星来说，由于受到星上电源功耗的约束，采用传统的电推力器(如离子或霍尔推力器)无法实现在轨使用，因此需要一种功耗更低的电推力器。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种低轨微纳卫星，本发明提供的低轨微纳卫星，采用脉冲微弧电推力器，能够有效实现低轨微纳卫星的姿态调整。
为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
第一方面，本发明提供了一种低轨微纳卫星，包括：脉冲微弧电推力器、太阳帆板、星敏感器和太阳敏感器；
其中，所述星敏感器和太阳敏感器，分别用于测量星图和太阳，获得低轨微纳卫星的姿态信息；
所述太阳帆板，用于获取太阳能，为低轨微纳卫星在轨工作提供能源；
所述脉冲微弧电推力器，用于低轨微纳卫星的姿态调整。
进一步地，所述星敏感器和太阳敏感器均安装在低轨微纳卫星的背地面上；
所述太阳帆板对称地安装在低轨微纳卫星的±Y轴正对的侧面上；
所述脉冲微弧电推力器对称地安装在低轨微纳卫星的±X轴正对的侧面上，或，对称地安装在±X轴正对的侧面和±Y轴正对的侧面相交的侧棱上；
其中，在卫星机械坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则。
进一步地，所述脉冲微弧电推力器的推力为10～100μN。
进一步地，所述脉冲微弧电推力器的数量为2～3对。
进一步地，所述的低轨微纳卫星还包括：陀螺。
进一步地，所述的低轨微纳卫星还包括：天线。
进一步地，所述的低轨微纳卫星还包括：光学相机。
进一步地，所述的低轨微纳卫星还包括：动量轮。
进一步地，所述的低轨微纳卫星还包括：模拟式太阳敏感器。
第二方面，本发明还提供了一种适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，包括：
S1、确认需进行脉冲微弧电推力器安装布局的微纳卫星平台质量特性，包括太阳帆板展开后卫星质心在卫星机械坐标系中的位置，在卫星机械坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则；
S2、确认微纳卫星平台的用户需求与卫星上安装的各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件；其中用户需求包括：卫星三轴姿态控制所需的力矩；各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件包括安装位置、几何尺寸、干扰力矩、视场影响及空间环境污染情况；
S3、以寿命初期质心位置为基准，在卫星的±X侧，和/或，卫星的±X侧和卫星的±Y侧相交的侧棱上进行脉冲微弧电推力器对称布局；所述卫星的±X侧指±X轴正对的侧面，所述卫星的±Y侧指±Y轴正对的侧面；
S4、将步骤S3得到的脉冲微弧电推力器布局进行迭代优化，以对日巡航下三个轨道周期所造成轨道面法向角动量积累为已知条件进行初步布局，然后结合陀螺及预设指定的敏感器的精度进行修正，若超过陀螺及预设指定的敏感器的精度，则调整脉冲微弧电推力器的安装位置及角度；其中，所述角动量积累由姿轨控系统仿真得到；
S5、将步骤S4得到的脉冲微弧电推力器布局与微纳卫星平台的姿态控制推力器进行故障对策优化，优化原则为：在姿态控制过程中负责姿态控制的冷气推力器出现故障，利用脉冲微弧电推力器的安装布局能够实现相同的姿态角度调节，以确保微纳卫星能够正常在轨工作。
本发明至少具有如下的有益效果：
1、在本发明中，采用脉冲微弧电推力器实现低轨微纳卫星的姿态调整，由于脉冲微弧电推力器产生的推力较小，因此比较适用于低轨微纳卫星。
2、在本发明中，由于脉冲微弧电推力器产生的推力较小，若采用传统的安装方式，则无法获取脉冲微弧电推力器的在轨标定大小，为解决该问题，本发明将脉冲微弧电推力器对称地安装在低轨微纳卫星的±X轴正对的侧面上，或，对称地安装在±X轴正对的侧面和±Y轴正对的侧面相交的侧棱上，通过这种安装方式，再结合姿轨控系统工作情况，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。
3、在本发明中，提供了低轨微纳卫星平台脉冲微弧电推力器更为具体有效安装布局方法。其中，脉冲微弧电推力器的安装布局可以通过数个轨道周期的角动量积累值进行修正。此外，脉冲微弧电推力器安装布局与陀螺及敏感器精度密切相关。可见，本发明提出了推力为几十μN的脉冲微弧电推力器安装布局方法，为微纳卫星实现多样化的搭载任务提供了可选择的思路。
当然，实施本发明的任一方法或产品不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明一实施例提供的低轨微纳卫星的结构示意图；
图2是本发明一实施例提供的脉冲微弧电推力器的安装位置示意图；
图3是现有技术中离子或霍尔电推力器的安装位置示意图；
图4是本发明另一实施例提供的适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
正如背景技术中所述，现有的离子或霍尔电推力器的推力一般在几十mN左右，但是，对于微纳卫星来说，由于受到星上电源功耗的约束，采用传统的电推力器(如离子或霍尔推力器)无法实现在轨使用。为解决该问题，本发明一实施例提供了一种低轨微纳卫星，参见图1，该低轨微纳卫星包括：脉冲微弧电推力器1、太阳帆板2、星敏感器3和太阳敏感器4；
其中，所述星敏感器3和太阳敏感器4，分别用于测量星图和太阳，获得低轨微纳卫星的姿态信息；
所述太阳帆板2，用于获取太阳能，为低轨微纳卫星在轨工作提供能源；
所述脉冲微弧电推力器1，用于低轨微纳卫星的姿态调整。
可以理解的是，所述脉冲微弧电推力器1的推力为10～100μN，比较适用于低轨微纳卫星的姿态调整。
为不耽误低轨微纳卫星的正常工作，优选地，所述低轨微纳卫星包括多对脉冲微弧电推力器，一方面，可以使用多对脉冲微弧电推力器共同用于低轨微纳卫星的姿态调整，以提高姿态调整准确度；另一方面，也可以将多余的脉冲微弧电推力器作为备用推力器。优选地，所述脉冲微弧电推力器的数量为2～3对。
在本实施例中，采用脉冲微弧电推力器实现低轨微纳卫星的姿态调整，由于脉冲微弧电推力器产生的推力较小，因此比较适用于低轨微纳卫星。
参见图2，由于现有的离子或霍尔电推力器的推力一般在几十mN左右，因此，现有的离子或霍尔电推力器1’通常被安装在高轨同步卫星的太阳帆板2’侧，用于卫星的南北位置保持过程中。通过任务前后的轨道标定结果，能够得到离子或霍尔电推力器1’的工作效率以及南北位置保持效果。然而与离子或霍尔推力器相比，脉冲微弧电推力器的推力较小，通常只有几十μN，考虑到时间周期，采用传统的布局方式使用脉冲微弧电推力器，无论在高轨道还是低轨道，都无法获取推力器的在轨标定大小，为解决该问题，本实施例还提供了适用于脉冲微弧电推力器的安装方式，在该安装方式下，结合姿轨控系统工作情况，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。
具体地，参见图3，本实施例提供的适用于脉冲微弧电推力器的安装位置如下：
脉冲微弧电推力器1对称地安装在低轨微纳卫星的±X轴正对的侧面上(图3中未示出这种情形)；
或，
脉冲微弧电推力器1对称地安装在±X轴正对的侧面和±Y轴正对的侧面相交的侧棱上(参见图3所示的情形)；
如图3所示，在卫星坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则；
相应地，所述太阳帆板2对称地安装在低轨微纳卫星的±Y轴正对的侧面上；所述星敏感器3和太阳敏感器4均安装在低轨微纳卫星的背地面5上。
根据上面描述可知，由于脉冲微弧电推力器产生的推力较小，若采用传统的安装方式，则无法获取脉冲微弧电推力器的在轨标定大小，为解决该问题，本实施例将脉冲微弧电推力器对称地安装在低轨微纳卫星的±X轴正对的侧面上，或，对称地安装在±X轴正对的侧面和±Y轴正对的侧面相交的侧棱上，通过这种安装方式，再结合姿轨控系统工作情况，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。例如，基于上面的安装方式，再结合下面实施例介绍的方法步骤，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。
可以理解的是，所述低轨微纳卫星还可以包括：陀螺。
可以理解的是，所述低轨微纳卫星还可以包括：天线。
可以理解的是，所述低轨微纳卫星还可以包括：光学相机。
可以理解的是，所述低轨微纳卫星还可以包括：动量轮。
可以理解的是，所述低轨微纳卫星还可以包括：模拟式太阳敏感器。
本发明另一实施例还提供了一种适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，参见图4，该方法包括如下步骤：
步骤101：确认需进行脉冲微弧电推力器安装布局的微纳卫星平台质量特性，包括太阳帆板展开后卫星质心在卫星机械坐标系中的位置，在卫星机械坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则。
步骤102：确认微纳卫星平台的用户需求与卫星上安装的各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件；其中用户需求包括：卫星三轴姿态控制所需的力矩；各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件包括安装位置、几何尺寸、干扰力矩、视场影响及空间环境污染情况。
步骤103：以寿命初期质心位置为基准，在卫星的±X侧，和/或，卫星的±X侧和卫星的±Y侧相交的侧棱上进行脉冲微弧电推力器对称布局；所述卫星的±X侧指±X轴正对的侧面，所述卫星的±Y侧指±Y轴正对的侧面。
步骤104：将步骤103得到的脉冲微弧电推力器布局进行迭代优化，以对日巡航下三个轨道周期所造成轨道面法向角动量积累为已知条件进行初步布局，然后结合陀螺及预设指定的敏感器的精度进行修正，若超过陀螺及预设指定的敏感器的精度，则调整脉冲微弧电推力器的安装位置及角度；其中，所述角动量积累由姿轨控系统仿真得到。
步骤105：将步骤104得的脉冲微弧电推力器布局与微纳卫星平台的姿态控制推力器进行故障对策优化，优化原则为：在姿态控制过程中负责姿态控制的冷气推力器出现故障，利用脉冲微弧电推力器的安装布局能够实现相同的姿态角度调节，以确保微纳卫星能够正常在轨工作。
根据上面描述可知，本实施例提供了一种适用于微弧电推力器的在轨安装方法。其中，脉冲微弧电推力器的安装布局可以通过数个轨道周期的角动量积累值进行修正。此外，脉冲微弧电推力器安装布局与陀螺及敏感器精度密切相关。可见，本实施例提出了推力为几十μN的脉冲微弧电推力器安装布局方法，为微纳卫星实现多样化的搭载任务提供了可选择的思路。此外，本实施例的设计过程简单、易于实现，可以推广到各种需要搭载新概念推进的小卫星上。
上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种低轨微纳卫星，其特征在于，包括：脉冲微弧电推力器、太阳帆板、星敏感器和太阳敏感器；
其中，所述星敏感器和太阳敏感器，分别用于测量星图和太阳，获得低轨微纳卫星的姿态信息；
所述太阳帆板，用于获取太阳能，为低轨微纳卫星在轨工作提供能源；
所述脉冲微弧电推力器，用于低轨微纳卫星的姿态调整。
2.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，所述星敏感器和太阳敏感器均安装在低轨微纳卫星的背地面上；
所述太阳帆板对称地安装在低轨微纳卫星的±Y轴正对的侧面上；
所述脉冲微弧电推力器对称地安装在低轨微纳卫星的±X轴正对的侧面上，或，对称地安装在±X轴正对的侧面和±Y轴正对的侧面相交的侧棱上；
其中，在卫星机械坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则。
3.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，所述脉冲微弧电推力器的推力为10～100μN。
4.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，所述脉冲微弧电推力器的数量为2～3对。
5.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，还包括：陀螺。
6.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，还包括：天线。
7.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，还包括：光学相机。
8.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，还包括：动量轮。
9.根据权利要求1所述的低轨微纳卫星，其特征在于，还包括：模拟式太阳敏感器。
10.一种适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，其特征在于，包括：
S1、确认需进行脉冲微弧电推力器安装布局的微纳卫星平台质量特性，包括太阳帆板展开后卫星质心在卫星机械坐标系中的位置，在卫星机械坐标系中，Z轴正法线指地，Y轴正方向指向卫星南板正法线方向，X轴符合右手定则；
S2、确认微纳卫星平台的用户需求与卫星上安装的各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件；其中用户需求包括：卫星三轴姿态控制所需的力矩；各类敏感器、太阳帆板、天线及光学相机对脉冲微弧电推力器的限制条件包括安装位置、几何尺寸、干扰力矩、视场影响及空间环境污染情况；
S3、以寿命初期质心位置为基准，在卫星的±X侧，和/或，卫星的±X侧和卫星的±Y侧相交的侧棱上进行脉冲微弧电推力器对称布局；所述卫星的±X侧指±X轴正对的侧面，所述卫星的±Y侧指±Y轴正对的侧面；
S4、将步骤S3得到的脉冲微弧电推力器布局进行迭代优化，以对日巡航下三个轨道周期所造成轨道面法向角动量积累为已知条件进行初步布局，然后结合陀螺及预设指定的敏感器的精度进行修正，若超过陀螺及预设指定的敏感器的精度，则调整脉冲微弧电推力器的安装位置及角度；其中，所述角动量积累由姿轨控系统仿真得到；
S5、将步骤S4得到的脉冲微弧电推力器布局与微纳卫星平台的姿态控制推力器进行故障对策优化，优化原则为：在姿态控制过程中负责姿态控制的冷气推力器出现故障，利用脉冲微弧电推力器的安装布局能够实现相同的姿态角度调节，以确保微纳卫星能够正常在轨工作。
CN201711195015.8A 2017-11-24 2017-11-24 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法 Active CN107985631B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711195015.8A CN107985631B (zh) 2017-11-24 2017-11-24 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711195015.8A CN107985631B (zh) 2017-11-24 2017-11-24 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107985631A true CN107985631A (zh) 2018-05-04
CN107985631B CN107985631B (zh) 2024-01-26

Family

ID=62033228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711195015.8A Active CN107985631B (zh) 2017-11-24 2017-11-24 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107985631B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108827320A (zh) * 2018-06-08 2018-11-16 西安电子科技大学 一种便于在轨更换的星敏感器系统及在轨更换方法
CN112287542A (zh) * 2020-10-28 2021-01-29 北京和德宇航技术有限公司 一种电推进器标定方法、装置、设备及存储介质
CN112572833A (zh) * 2020-12-05 2021-03-30 中国人民解放军国防科技大学 基于吸气式电推进的智能姿轨控系统
CN113148236A (zh) * 2021-04-25 2021-07-23 上海宇航系统工程研究所 一种基于霍尔推力器的南北位保方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2044560A5 (zh) * 1969-05-27 1971-02-19 Onera (Off Nat Aerospatiale)
CN101706512A (zh) * 2009-11-25 2010-05-12 哈尔滨工业大学 基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法
CN104290920A (zh) * 2014-10-08 2015-01-21 上海微小卫星工程中心 一种模块化可重构的微纳卫星结构
CN106249590A (zh) * 2016-08-09 2016-12-21 中国科学院软件研究所 一体化自适应纳卫星姿态确定的方法
CN106742073A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 北京控制工程研究所 一种微弧阴极放电微型电推进模块
CN207482216U (zh) * 2017-11-24 2018-06-12 北京千乘探索科技有限公司 一种低轨微纳卫星

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2044560A5 (zh) * 1969-05-27 1971-02-19 Onera (Off Nat Aerospatiale)
CN101706512A (zh) * 2009-11-25 2010-05-12 哈尔滨工业大学 基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法
CN104290920A (zh) * 2014-10-08 2015-01-21 上海微小卫星工程中心 一种模块化可重构的微纳卫星结构
CN106249590A (zh) * 2016-08-09 2016-12-21 中国科学院软件研究所 一体化自适应纳卫星姿态确定的方法
CN106742073A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 北京控制工程研究所 一种微弧阴极放电微型电推进模块
CN207482216U (zh) * 2017-11-24 2018-06-12 北京千乘探索科技有限公司 一种低轨微纳卫星

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108827320A (zh) * 2018-06-08 2018-11-16 西安电子科技大学 一种便于在轨更换的星敏感器系统及在轨更换方法
CN112287542A (zh) * 2020-10-28 2021-01-29 北京和德宇航技术有限公司 一种电推进器标定方法、装置、设备及存储介质
CN112287542B (zh) * 2020-10-28 2021-09-07 北京和德宇航技术有限公司 一种电推进器标定方法、装置、设备及存储介质
CN112572833A (zh) * 2020-12-05 2021-03-30 中国人民解放军国防科技大学 基于吸气式电推进的智能姿轨控系统
CN113148236A (zh) * 2021-04-25 2021-07-23 上海宇航系统工程研究所 一种基于霍尔推力器的南北位保方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107985631B (zh) 2024-01-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107985631A (zh) 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法
CN105819004B (zh) 一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星
CN105775170B (zh) 太阳同步轨道卫星双视场星敏感器安装指向设计方法
CN105928524B (zh) 太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法
CN107364589A (zh) 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法
CN105620792A (zh) 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法
Milutinović et al. Operating cycle optimization for a Magnus effect-based airborne wind energy system
CN103112603B (zh) 欠驱动高速自旋卫星建立正常姿态的方法
CN103991559B (zh) 一种洛伦兹航天器悬停控制方法
CN103345256B (zh) 基于相对轨道要素的相对伴飞和位置转移控制方法
CN105539884A (zh) 一种卫星偏航控制导引方法
CN101858747A (zh) 一种有效利用地球辐照能的卫星帆板对日定向目标姿态的解析确定方法
CN103955224B (zh) 一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法
CN106275511B (zh) 用于混合燃料系统的有效位置保持设计
CN107600462A (zh) 一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法
CN109539903A (zh) 一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法
CN104960674A (zh) 一种运动目标的指向跟踪控制方法
CN109533396A (zh) 一种基于磁测磁控的卫星自旋定向方法
CN104819822A (zh) 一种高超声速推进风洞模型的支撑系统
CN104369877A (zh) 一种深空探测器天线指向的设计方法
CN103076809B (zh) 一种利用干扰积累角动量自平衡的轨道控制方法
CN108280258A (zh) 一种基于洛伦兹力的伴飞轨道设计方法
CN109657417A (zh) 一种用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法
CN207482216U (zh) 一种低轨微纳卫星
CN110510157A (zh) 一种低轨道地磁蓄能地面实验系统及方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant