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[发明专利]低轨卫星的随机接入方法、装置、设备及可读存储介质-CN202210972713.9在审
发明人：李倩;刘善伍;樊闯;宋树森;马长链;付艳艳;罗建松 -专利权人：北京九天微星科技发展有限公司
申请日： 2022-08-15 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： H04W74/08 文献下载
摘要：本公开实施例公开了一种低轨卫星的随机接入方法、装置、设备及可读存储介质，所述方法包括：获取时间提前量，所述时间提前量基于目标低轨卫星在当前时刻的轨道高度以及波束最大仰角确定；在目标时刻向所述目标低轨卫星发送当前地面终端的随机接入导频，其中，所述目标时刻为分配给所述随机接入导频的信道资源的起始时刻向前偏移不大于所述时间提前量后的时刻。该技术方案相当于将低轨卫星拉近到地面基站的位置，从而可以缩短随机接入导频的长度，降低随机接入导频的信令开销，提高了PRACH信道的频谱利用率。
卫星随机接入方法装置设备可读存储介质

[发明专利]航天器姿态确定方法及系统-CN202010610538.X有效
发明人：容建刚;陈婷;陈宏宇;刘善伍;高海云;王尊 -专利权人：中国科学院微小卫星创新研究院;上海微小卫星工程中心
申请日： 2020-06-30 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天器姿态确定方法及系统，包括：提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。
航天器姿态确定方法系统

[发明专利]基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统-CN202010696750.2有效
发明人：陈婷;容建刚;张科科;刘善伍;王俊;孙国文 -专利权人：中国科学院微小卫星创新研究院;上海微小卫星工程中心
申请日： 2020-07-20 - 公布日： 2022-05-27 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统，包括：测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息；通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。
基于测量信息航天器姿态确定方法系统

[发明专利]一种卫星姿态控制系统-CN201910999360.X有效
发明人： 刘善伍;王俊;容建刚;陈婷;王尊;高海云;孙国文 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2018-05-02 - 公布日： 2021-08-10 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本申请涉及一种卫星姿态控制系统，其由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成。本申请还涉及一种磁测磁控卫星姿态的方法，其包括以下步骤：利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋，得到俯仰轴方向上的磁场强度变化率；和将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度。
一种卫星姿态控制系统

[发明专利]一种太阳运动轨迹获取方法及系统-CN201611020009.4有效
发明人：米鹏;张静;朱振才;王磊;闫骁绢;林晓冬;谢祥华;刘善伍 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2021-06-22 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：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。
一种太阳运动轨迹获取方法系统

[发明专利]一种低精度敏感器在轨偏差的地面校正方法及系统-CN201611023933.8有效
发明人：林晓冬;张静;朱振才;闫骁绢;王磊;米鹏;谢祥华;刘善伍 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2021-06-22 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：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。
一种精度敏感偏差地面校正方法系统

[发明专利]一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统-CN201611009245.6有效
发明人：张静;朱振才;王磊;闫骁绢;米鹏;林晓冬;谢祥华;刘善伍 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2021-02-26 - 主分类号： B64G1/32 文献下载
摘要：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。
一种航天器初始姿态捕获控制方法系统

[发明专利]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-CN201611023904.1有效
发明人：王磊;张静;朱振才;闫骁绢;米鹏;林晓冬;谢祥华;刘善伍 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： H04B7/212 文献下载
摘要：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。
一种实现卫星物理仿真试验时间同步方法系统

[发明专利]亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法-CN201710418341.4有效
发明人： 刘善伍;陈宏宇;容建刚;夏喜旺;刘洋;王俊;王尊;赵永佳;孙国文 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2017-06-06 - 公布日： 2020-06-19 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法，本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，Bbi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。
轨道卫星被动稳定系统方法

[发明专利]临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法-CN201710418342.9有效
发明人： 刘善伍;陈宏宇;刘洋;容建刚;陈婷;夏喜旺;王尊;孙国文;赵永佳 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2017-06-06 - 公布日： 2020-03-17 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法，本发明提供的临近空间航天器姿态运动特性描述模型包括：
临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法

[发明专利]地磁场中进行星载磁强计干扰补偿的方法-CN201710090781.1有效
发明人： 刘善伍;刘洋;容建刚;陈宏宇;吉彦超;王尊;高海云 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2017-02-20 - 公布日： 2019-10-01 - 主分类号： G01R33/025 文献下载
摘要：本发明提供地磁场中进行星载磁强计干扰补偿的方法，避免传统方法中需在零磁空间内进行的不足，降低试验成本和外场试验风险。同时相比其他地磁场中的干扰补偿方法，采用剩磁、感磁同步补偿，有效提升地磁场中星载磁强计干扰补偿精度。步骤包括：步骤一、建立磁强计误差补偿模型M＝H^‑1·B，其中M＝[M_xx M_yx M_zx M_xy M_yy M_zy M_xz M_yz M_zz b_x b_y b_z]^T，M为同时包含剩磁系数B'＝[b_x b_y b_z]^T和感磁系数的综合干扰补偿模型；步骤二、利用标准磁强计确定地磁正北方向，并获取北向、地向、东向理论真实磁场值；步骤三、获取4组采样点的星载磁强计的采样值以及理论真实磁场值；步骤四：根据推导公式和相关参数，完成对剩磁、感磁系数的同时求解。
地磁场进行磁强计干扰补偿方法

[发明专利]一种航天器速率阻尼控制方法-CN201710714229.5有效
发明人：夏喜旺;张科科;高海云;张学刚;孙国文;刘善伍;刘洋;陈婷 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2017-08-18 - 公布日： 2019-10-01 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供一种航天器速率阻尼控制方法，包括：根据地磁场强度计算得到星体角速率；当所述星体角速率超过预设值时，通过构建矢量叉乘矩阵的方式计算得到第一输出磁矩，并根据所述第一输出磁矩进行驱动；当所述星体角速率没有超过预设值时，通过阻尼算法计算得到第二输出磁矩，并根据所述第二输出磁矩进行驱动。本发明提供的航天器速率阻尼控制方法，在星体角速率比较小的情况下，采用现有的阻尼算法进行计算。而在星体角速率过大的情况下，采用新的构建矢量叉乘矩阵的方式进行计算，可完成大初始角速率情况下，星体角速率的阻尼控制，且控制过程中星体角速率不会发散，取得了控制正确、运行可靠的有益效果。
星体输出磁矩速率阻尼航天器矩阵矢量构建预设驱动控制过程强度计算速率比较算法计算阻尼控制初始角发散磁场算法

[发明专利]一种可应用于运行于太阳同步晨昏轨道的全向天线通信卫星姿态控制系统及其方法-CN201810409800.7有效
发明人： 刘善伍;容建刚;王俊;陈婷;王尊;高海云;孙国文;刘洋;赵永佳 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2018-05-02 - 公布日： 2019-09-17 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本申请涉及一种卫星姿态控制系统，其由一三轴磁强计和一三轴磁力矩器组成。本申请还涉及一种磁测磁控卫星姿态的方法，其包括以下步骤：利用磁强计测量得到的磁场强度及其变化率估计卫星惯性角速度；将所述卫星惯性角速度估计值作为输入，利用安装在滚动和偏航方向的磁力矩器控制卫星绕俯仰轴自旋，得到俯仰轴方向上的磁场强度变化率；和将所述俯仰轴方向上的磁场强度变化率作为输入，利用安装在俯仰方向的磁力矩器阻尼非自旋轴角速度。
磁力矩器俯仰轴磁场强度变化率磁强计卫星卫星姿态控制系统姿态控制系统角速度估计俯仰偏航方向全向天线卫星姿态通信卫星变化率自旋轴磁控三轴自旋磁场申请测量滚动太阳轨道应用

[发明专利]航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法-CN201810455642.9有效
发明人：陈婷;容建刚;刘善伍;张科科;赵永佳;高海云;孙国文 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2018-05-14 - 公布日： 2019-06-25 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：本申请提供一种航天器帆板二维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，所述方法包括下述步骤：S1:通过数值解析法，确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系；S2:对步骤S1得到的解析关系进行解算，得到两组解；S3：通过获取多点测量得到实际本体系太阳矢量和同步多点计算得到理论本体系太阳矢量信息，其中n为多点个数，且n为2到200的整数，根据方差最小原则确定真正的帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ。本申请的有益效果在于测量可靠、安全度极高，为保障卫星能源提供了强有力的工程手段。
帆板停滞太阳矢量二维驱动机构俯仰辨识航天器偏航解析数值解析法多点测量工程手段能源提供最小原则安全度方差解算两组申请转动测量卫星

[发明专利]航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法-CN201810455641.4有效
发明人：容建刚;陈婷;刘善伍;郭崇滨;王俊;王尊;刘洋;斯朝铭 -专利权人：上海微小卫星工程中心
申请日： 2018-05-14 - 公布日： 2019-06-25 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：本申请提供一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，其包括(1)，利用太阳敏感器确定实际本体系太阳矢量S_m；(2)，融合卫星姿态信息、轨道信息、太阳星历模型信息求解理论本体系太阳矢量S_b；及(3)，通过S_b和S_m来确定航天器帆板一维驱动机构的俯仰停滞角度θ。本申请还涉及一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置修正方法，其包括S1：通过如上所述的方法确定俯仰停滞角度θ；和S2：设计卫星一维对日定向导引律，通过修正俯仰停滞角度θ，使得通过修正卫星姿态实现发生故障后的航天器帆板重新对日。本申请的有益效果在于测量可靠、安全度高，有助于帆板驱动机构和整星系统设计中节省成本、增加在轨故障处理措施保障卫星能源。
帆板航天器停滞一维驱动俯仰机构转动太阳矢量修正辨识申请故障处理措施卫星姿态信息太阳敏感器对日定向发生故障轨道信息模型信息驱动机构位置修正卫星姿态整星系统卫星安全度太阳星求解导引测量融合能源

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