CN111409867B - 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 - Google Patents
一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111409867B CN111409867B CN202010152615.1A CN202010152615A CN111409867B CN 111409867 B CN111409867 B CN 111409867B CN 202010152615 A CN202010152615 A CN 202010152615A CN 111409867 B CN111409867 B CN 111409867B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- satellite
- mode
- unlocking
- cabin
- orbit
- 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.)
- Active
Links
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 title claims abstract description 53
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 14
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 10
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 10
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 9
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 6
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 claims description 6
- 238000005339 levitation Methods 0.000 claims description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 1
- 238000012634 optical imaging Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- 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
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
-
- 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
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Lock And Its Accessories (AREA)
Abstract
本发明提供了一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,包括:平台舱与载荷舱间的锁紧有线与解锁有线模式。锁紧有线模式包括对日锁紧模式、对地锁紧模式、对日安全模式;解锁有线模式包括对日解锁模式、对地解锁模式。本发明可充分发挥对地遥感微小卫星平台的效能,以满足对地遥感微小卫星观测任务需求。
Description
技术领域
本发明涉及对地遥感卫星领域,具体地,涉及一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,更为具体地,涉及一种对地遥感微小卫星在轨工作模式。
背景技术
遥感卫星是一种以任务为主导的对地观测卫星,可实现对灾害发生区域、科学研究区域等的持续观测。遥感卫星对平台的稳定度有较高的要求。现有卫星平台为保证稳定性,需要进行抑振、隔振。对地遥感微小卫星平台通过采用磁浮技术,将平台舱与载荷舱进行隔离,平台稳定度高,可满足遥感、测绘及空间科学类载荷对平台的需求。
工作模式是以满足系统任务需求和应用模式要求为目的,以具有特定功能为特征的、系统硬件资源与软件操作的特定组合。对地遥感微小卫星平台独特的磁浮控制模式使得卫星平台有着与传统卫星平台与众不同的工作模式。
发明内容
针对现有技术中的缺陷,本发明的目的是提供一种对地遥感微小卫星在轨工作方法。
根据本发明提供的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,包括:卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式;
所述锁紧有线模式包括:对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式;
所述解锁有线模式包括:对日解锁模式和/或对地解锁模式;
所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧,对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制;
所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;
所述对日锁紧模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上,保证能源安全;
所述对地锁紧模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,执行包括对地试验和对地数传任务;
所述对日安全模式是卫星工作状态异常时,太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式,保证异常状态下卫星能源安全;
所述对日解锁模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日作业任务;
所述对地解锁模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地作业任务。
优选地,所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置安装在卫星平台舱和载荷舱上,利用电磁线圈加电实现卫星平台舱和载荷舱同时吸合锁紧,电磁线圈断电实现卫星平台舱和载荷舱分离解锁。
优选地,所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制;根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制;平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息,由飞轮进行相对姿态控制。
优选地,所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作;
所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下,卫星的整体姿态控制;在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下,卫星平台舱姿态控制;
所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输,星上能源管理及对地测控、数传功能;
所述供配电模块是实现卫星能源管理;
所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
优选地,所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
优选地,所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时,包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
优选地,所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作;
所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下,载荷舱的姿态控制。
优选地,所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作;
所述有效载荷模块是实现卫星在轨对地遥感任务。
优选地,所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括:卫星-Zb轴指向日心,-Xb轴约束指向黄道面北黄极,+Yb轴满足右手法则。
优选地,所述对地锁紧模式和对地解锁模式,卫星+Xb轴指向地心,+Yb轴约束指向飞行速度方向,+Zb轴满足右手法则。
与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:针对对地遥感微小卫星不同任务的需求,合理选择不同的工作模式组合,可充分发挥对地遥感微小卫星平台的效能,以满足对地遥感微小卫星观测任务需求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1为一种对地遥感微小卫星的本体坐标系定义图;
图2为一种对地遥感微小卫星的在轨工作模式示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,包括:卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式;
所述锁紧有线模式包括:对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式;
所述解锁有线模式包括:对日解锁模式和/或对地解锁模式;
所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧,对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制;
所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;
所述对日锁紧模式是卫星正常工作,本体某轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上,保证能源安全;
所述对地锁紧模式是卫星正常工作,本体某轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,执行包括对地试验和对地数传任务;
所述对日安全模式是卫星工作状态异常时,太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式,保证异常状态下卫星能源安全;
所述对日解锁模式是卫星正常工作,本体某轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日高精高稳作业任务;
所述对地解锁模式是卫星正常工作,本体某轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地高精高稳作业任务。
具体地,所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置包括两个部分,分别安装在卫星平台舱和载荷舱上,利用电磁线圈加电实现两部分的同时吸合锁紧,电磁线圈断电实现两部分的分离解锁。
具体地,所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制;根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制;平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息,由飞轮进行相对姿态控制。
具体地,所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作;
所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下,卫星的整体姿态控制;在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下,卫星平台舱姿态控制;
所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输,星上能源管理及对地测控、数传功能;
所述供配电模块是实现卫星能源管理;
所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
具体地,所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
具体地,所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时,包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
具体地,所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作;
所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下,载荷舱的姿态控制。
具体地,所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作;
所述有效载荷模块是实现卫星在轨对地遥感任务。
具体地,所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括:卫星-Z轴指向日心,-X轴约束指向黄道面北黄极,+Y轴满足右手法则。
具体地,所述对地锁紧模式和对地解锁模式,卫星+X轴指向地心,+Y轴约束指向飞行速度方向,+Z轴满足右手法则。
以下优选例对本发明作进一步详细说明:
如图1、2所示,本发明提供一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,根据卫星任务需求的不同,卫星需要采用不同的工作模式,包括对对日锁紧模式,对地锁紧模式,对日解锁模式,对地解锁模式,对日安全模式。对日模式,卫星可执行在轨对日任务,卫星-Z轴指向日心,-X轴约束指向黄道面北黄极,+Y轴满足右手法则。对地模式,卫星可执行在轨对地任务,卫星+X轴指向地心,+Y轴约束指向飞行速度方向,+Z轴满足右手法则。
如图2所示,
1、当卫星在建立初始姿态后处于对日锁紧模式重复解锁装置锁紧。姿控模块、综合电子模块、供配电模块、连接解锁模块工作;
2、当卫星即将出地影区时,进行姿态机动,由对日锁紧转为对地锁紧模式;
3、重复解锁装置解锁,卫星由对地锁紧转为对地解锁模式,姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块、有效载荷模块工作,开展相应的光学成像试验,对地数传等任务,而后重复解锁装置锁紧,卫星由对地解锁转为对地锁紧模式;
4、当卫星即将进入地影区时,进行姿态机动,由对地锁紧转为对日锁紧模式;
5、当卫星在地影区时,卫星由对日锁紧模式转为对日安全模式。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改,这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下,本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
在本申请的描述中,需要理解的是,术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系,仅是为了便于描述本申请和简化描述,而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改,这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下,本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,包括:卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式;
所述锁紧有线模式包括:对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式;
所述解锁有线模式包括:对日解锁模式和/或对地解锁模式;
所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧,对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制;
所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;
所述对日锁紧模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上,保证能源安全;
所述对地锁紧模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星稳态运行,执行包括对地试验和对地数传任务;
所述对日安全模式是卫星工作状态异常时,太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态,当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式,保证异常状态下卫星能源安全;
所述对日解锁模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向太阳,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日作业任务;
所述对地解锁模式是卫星正常工作,本体上的轴固定指向地球,同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态,当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地作业任务。
2.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置安装在卫星平台舱和载荷舱上,利用电磁线圈加电实现卫星平台舱和载荷舱同时吸合锁紧,电磁线圈断电实现卫星平台舱和载荷舱分离解锁。
3.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁,平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输;载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制;根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制;平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息,由飞轮进行相对姿态控制。
4.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作;
所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下,卫星的整体姿态控制;在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下,卫星平台舱姿态控制;
所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输,星上能源管理及对地测控、数传功能;
所述供配电模块是实现卫星能源管理;
所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
5.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
6.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时,包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
7.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作;
所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下,载荷舱的姿态控制。
8.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时,包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作;
所述有效载荷模块是实现卫星在轨对地遥感任务。
9.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括:卫星-Z轴指向日心,-X轴约束指向黄道面北黄极,+Y轴满足右手法则。
10.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法,其特征在于,所述对地锁紧模式和对地解锁模式,卫星+X轴指向地心,+Y轴约束指向飞行速度方向,+Z轴满足右手法则。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010152615.1A CN111409867B (zh) | 2020-03-06 | 2020-03-06 | 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010152615.1A CN111409867B (zh) | 2020-03-06 | 2020-03-06 | 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN111409867A CN111409867A (zh) | 2020-07-14 |
CN111409867B true CN111409867B (zh) | 2020-11-24 |
Family
ID=71489015
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202010152615.1A Active CN111409867B (zh) | 2020-03-06 | 2020-03-06 | 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN111409867B (zh) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112758359A (zh) * | 2021-01-20 | 2021-05-07 | 北京国电高科科技有限公司 | 一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP3613142B2 (ja) * | 2000-04-24 | 2005-01-26 | 三菱電機株式会社 | 宇宙太陽光発電方法、そのシステム、発電衛星、制御衛星及び電力基地 |
CN104129509B (zh) * | 2014-05-14 | 2017-08-29 | 上海卫星工程研究所 | 随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台及工作模式实现方法 |
CN104477410A (zh) * | 2014-11-03 | 2015-04-01 | 上海卫星工程研究所 | 动静隔离主从协同控制的双超卫星平台 |
CN107792405A (zh) * | 2017-09-25 | 2018-03-13 | 上海卫星工程研究所 | 对日惯性定向的主从非接触双超卫星平台 |
CN109214564B (zh) * | 2018-08-30 | 2020-09-18 | 北京控制工程研究所 | 一种具有多种规划模式的对地遥感卫星自主任务规划方法 |
-
2020
- 2020-03-06 CN CN202010152615.1A patent/CN111409867B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN111409867A (zh) | 2020-07-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Cussac et al. | The DEMETER microsatellite and ground segment | |
Hakima et al. | A deorbiter CubeSat for active orbital debris removal | |
Connolly | Constellation program overview | |
CN107792405A (zh) | 对日惯性定向的主从非接触双超卫星平台 | |
CN101384481A (zh) | 具有模块化铰接式机翼的飞机 | |
Scharf et al. | Flight-like ground demonstrations of precision maneuvers for spacecraft formations—Part I | |
CN112173171A (zh) | 一种可机动变轨的高集成度三单元立方体卫星 | |
CN111409867B (zh) | 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法 | |
CN111252268A (zh) | 基于电浮控制的高指向精度高稳定度卫星平台 | |
Fritz et al. | Attitude determination and control system design for the CYGNSS microsatellite | |
CN104965982B (zh) | 一种地月平动点星座的布设方法 | |
CN108820251B (zh) | 一种用于地磁尾探测的太阳帆飞行器星座系统 | |
Mercer | Solar array designs for deep space science missions | |
CN110861788A (zh) | 基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台 | |
CN112977884B (zh) | 一种晨昏轨道的帆板遮阳式双超卫星平台系统 | |
Lu et al. | De-tumbling Control of a CubeSat | |
Tadanki et al. | Closing the power budget architecture for a 1U CubeSat framework | |
Ao et al. | Touchless attitude correction for satellite with constant magnetic moment | |
Watanabe et al. | Initial In-Orbit Operation Result of Microsatellite HIBARI: Attitude Control by Driving Solar Array Paddles | |
CN111559519B (zh) | 一种超长波天文观测卫星及其阵列构型 | |
Dickinson et al. | Avionics of the cyclone global navigation satellite system (cygnss) microsat constellation | |
CN109507909B (zh) | 基于混合动力轨控技术的卫星共位分析建模方法及系统 | |
Kristiansen et al. | A comparative study of actuator configurations for satellite attitude control | |
Fujita et al. | Development of Spin Stabilization Control System for the Cosmic Dust Observation CubeSat | |
CN215205428U (zh) | 一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统 |
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 |