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[发明专利]星载点波束天线对地指向精度评估方法-CN201910017080.4有效
发明人：关欣;易灵;向明江;吕旺;李云端;刘辉 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-01-08 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G01C1/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种星载点波束天线对地指向精度评估方法，包含以下步骤：输入预处理步骤：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；坐标转换矩阵计算步骤；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；理论指向计算步骤：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；实际指向计算步骤：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；指向精度评估步骤：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差。本发明能够评估天线指向精度，适用于地面测试中卫星的点波束天线指向精度评估。
星载点波束天线指向精度评估方法

[发明专利]星载点波束天线对地指向精度评估系统-CN201910017076.8有效
发明人：吕旺;关欣;易灵;向明江;温渊;李云端 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-01-08 - 公布日： 2021-05-11 - 主分类号： G01C1/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种星载点波束天线对地指向精度评估系统，包含以下模块：输入预处理模块：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；坐标转换矩阵计算模块；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；理论指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；实际指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；指向精度评估模块：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差。本发明能够评估天线指向精度，适用于地面测试中卫星的点波束天线指向精度评估。
星载点波束天线指向精度评估系统

[发明专利]一种基于六维力测试仪的航天器旋转载荷动平衡量测量方法-CN201910595817.0有效
发明人：许海玉;朱海江;吕旺;边志强;张大伟;崔伟;向明江;王皓 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-07-03 - 公布日： 2021-02-19 - 主分类号： G01L5/167 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于六维力测试仪的航天器旋转载荷动平衡量测量方法，包括如下步骤S100：六维力测试台的噪声测试，多次测量，取其有效值，确定标定矩阵，标定测试台，提高测量精度；步骤S200：将航天器旋转载荷放置测试台上，以不同的的工作转速匀速旋转，获得三维空间的3个力分量和3个力矩分量；步骤S300：根据刚体上力的平移理论，将力和力矩分量平移到旋转载荷参考质心点；步骤S400：获得不同转速下，被测旋转载荷部件对于参考质心点的静、动不平衡量大小，取其均值。本发明用于低速旋转载荷活动部件的静、动不平衡量大小测量，具有测量方法简单快捷，测量精度高等特点。
一种基于六维力测试仪航天器旋转载荷动平衡测量方法

[发明专利]陀螺极性测试及输出值故障检测方法-CN201710868269.5有效
发明人：边志强;栗双岭;曾擎;朱海江;向明江;王田野;洪振强;许海玉;崔华 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2017-09-22 - 公布日： 2021-02-02 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其包括以下步骤：步骤一，陀螺安装矩阵描述；步骤二，陀螺测量角速度求解；步骤三，利用地球自转角速度解算卫星惯性角速度和陀螺输出的理论值；步骤四，卫星惯性测量角速度求解；步骤五，利用多种陀螺表头组合定位故障陀螺。本发明能够方便准确地对陀螺极性与输出值进行测试，并且可以实现陀螺间互相故障监测，可以简化陀螺整星状态的测试过程，降低对测试设备的要求，缩减工作量，该方法不仅可以用在陀螺整星测试过程，也可以用在单机级、系统级的测试过程。
陀螺极性测试输出故障检测方法

[发明专利]利用卫星陀螺数据辨识整星挠性振动模态阻尼方法与系统-CN201910020518.4在审
发明人：吕旺;周徐斌;董瑶海;信思博;向明江;宋效正 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-01-09 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种利用卫星陀螺数据辨识整星挠性振动模态阻尼的方法，包含以下步骤：姿态角速度获取步骤：获取卫星在轨喷气闭环控制后的欠阻尼自由振动区的i轴对应的姿态角速度测量数据ω_i(t)，其中i轴为空间直角坐标系中的X轴、Y轴、Z轴中的任一个轴；滤波步骤：对ω_i(t)进行滤波获得滤波后的i轴姿态角速度数据ω′_i(t)；时间序列计算步骤：根据ω′_i(t)计算获得模态变量的时间序列η_i(t)；阻尼计算步骤：根据计算获得i轴振动模态的阻尼ξ_i。相应地，本发明还提供了一种利用卫星陀螺数据辨识整星挠性振动模态阻尼的系统。本发明不需要在挠性附件上其他安装传感器，仅利用卫星平台现有惯性姿态敏感器的测量数据进行分析处理。
挠性振动模态数据辨识卫星陀螺计算步骤时间序列滤波空间直角坐标系阻尼自由振动角速度测量角速度数据闭环控制测量数据分析处理惯性姿态滤波步骤挠性附件卫星平台振动模态敏感器传感器模态卫星

[发明专利]一种适合多附件柔性航天器的系统模态计算方法-CN201810631111.0在审
发明人：刘培玲;向明江;茹海忠;邓泓;吕旺;宋效正;边志强 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2018-06-19 - 公布日： 2018-12-21 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种适合多附件柔性航天器的系统模态计算方法，包括如下步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定整个航天器总体布局和中心体质量特性；步骤B：建立航天器中心体的模型；步骤C：建立柔性附件的有限元模型；步骤D：按设计组装柔性附件模型和航天器中心体模型；步骤E：基于组合后的航天器柔性模型计算航天器的系统模态。本发明可以将航天器中心体作为柔性特征进行计算，并能考虑到多个柔性附件之间的耦合作用，更接近卫星的在轨飞行状态，满足高精度卫星的动力学分析需求。
航天器柔性附件系统模态中心体柔性航天器动力学分析中心体模型任务需求柔性模型柔性特征在轨飞行质量特性总体布局耦合作用卫星元模型组装

[发明专利]一种带有旋转挠性太阳阵卫星的在轨模态计算方法-CN201610666957.9有效
发明人：吕旺;向明江;刘培玲;邓泓;朱海江;宋效正 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2016-08-12 - 公布日： 2018-10-30 - 主分类号： G06F17/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种带有旋转挠性太阳阵卫星的在轨模态计算方法，在建立挠性卫星动力学混合坐标方程的基础上，导出整星结构动力学特征方程。当挠性太阳阵旋转到不同角度时，计算此时的卫星转动惯量、太阳阵相对整星质心的平动耦合系数和转动耦合系数，代入特征方程求解特征值，即太阳阵各阶模态对应的整星在轨模态频率。本发明解决了挠性卫星在轨模态估计问题，而挠性卫星在轨模态是整星动力学频谱规划的重要输入，可用于规避卫星入轨后可能发生的耦合共振问题。
一种带有旋转太阳卫星轨模态计算方法

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