[go: up one dir, main page]

CN110502038A - 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法 - Google Patents

一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110502038A
CN110502038A CN201910668429.0A CN201910668429A CN110502038A CN 110502038 A CN110502038 A CN 110502038A CN 201910668429 A CN201910668429 A CN 201910668429A CN 110502038 A CN110502038 A CN 110502038A
Authority
CN
China
Prior art keywords
antenna
satellite
angle
attitude
preset
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
CN201910668429.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110502038B (zh
Inventor
刘其睿
王淑一
袁利
谌颖
车汝才
陆栋宁
高进
张晋
张怡
葛莹
王丽娇
田科丰
吴倩
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 Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
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 Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN201910668429.0A priority Critical patent/CN110502038B/zh
Publication of CN110502038A publication Critical patent/CN110502038A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110502038B publication Critical patent/CN110502038B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D3/00—Control of position or direction
    • G05D3/12—Control of position or direction using feedback
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H01Q1/288—Satellite antennas
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/02—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical movement of antenna or antenna system as a whole
    • H01Q3/08—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical movement of antenna or antenna system as a whole for varying two co-ordinates of the orientation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，包括步骤如下：(1)在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；(2)在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度、卫星当前轨道位置和天线接收站位置，实时计算天线理论目标转动角度，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。本发明的方法根据天线大角度预置运动时干扰力矩较大而平稳跟踪时干扰力矩较小的特点，将卫星天线预置过程放在姿态机动阶段完成，充分利用卫星姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力，对天线预置干扰力矩带来的姿态扰动进行快速稳定，避免了天线预置干扰力矩对姿态稳定度的不利影响。

Description

一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法。
背景技术
卫星配置可动数传天线和中继天线等具有转动机构的部件时，天线运动带来的干扰力矩对姿态高稳定度控制是重要的扰动因素，特别是天线大角度预置运动时干扰力矩更为显著。天线大角度预置过程对整星的干扰较为复杂，在快速机动阶段存在较大转动角速度，对星体具有反作用的偏置角动量，需要依靠姿态控制系统的角动量交换机构快速吸收；在启动阶段和到位阶段存在转动角速度的快速变化，对星体产生的反作用力矩接近于冲激干扰力矩，其大小与转动角速度的大小、方向和变化率均相关，与转动机构控制的动态过程相耦合，难以精确估计。仅靠现有姿态控制系统的闭环反馈控制无法有效抵消所造成的姿态扰动，而使用前馈估计补偿方法又难以精确估计干扰力矩，无法保证姿态的高稳定度控制。为解决这一类问题，需要针对天线预置过程中的高稳定度控制提出新的控制方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，根据天线大角度预置运动时干扰力矩较大而平稳跟踪时干扰力矩较小的特点，将卫星天线预置过程放在姿态机动阶段完成，充分利用卫星姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力，对天线预置干扰力矩带来的姿态扰动进行快速稳定，避免了天线预置干扰力矩对姿态稳定度的不利影响。
本发明的技术解决方案是：一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，包括步骤如下：
(1)在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；
(2)在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。
步骤(2)的具体步骤如下：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T，计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中，Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系中的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系中的表示 三轴分量的表示形式为
计算天线理论目标转动角度αt＝arctan2(-ray,raz),并发送给天线，控制天线按照天线理论目标转动角度转动。
所述步骤(2)中的天线接收站位置对于数传天线是指定的地面接收站位置，对于中继天线是指定的中继卫星位置，由星上装订的地面接收站地理坐标或中继天线轨道参数通过轨道计算转换得到。
天线安装坐标系的定义为：原点位于天线与星体安装面中心，三轴固连于卫星本体坐标系的正交坐标系，其中Z轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝0时所指向的方向，X轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝90°时所指向的方向，Y轴为天线理论目标转动角度αt＝-90°,βt＝0时所指向的方向。
一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，包括：
第一模块，用于在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；
第二模块，用于在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。
第二模块的具体方法如下：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T，计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中，Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系中的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系中的表示 三轴分量的表示形式为
计算天线理论目标转动角度αt＝arctan2(-ray,raz),并发送给天线，控制天线按照天线理论目标转动角度转动。
本发明相对于现有技术的优点在于：
(1)本发明通过将卫星天线预置过程放在姿态机动阶段完成，充分利用卫星姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力，对天线预置干扰力矩带来的姿态扰动进行快速稳定，避免了天线预置干扰力矩对姿态稳定度的不利影响；
(2)本发明通过天线预置角度的计算使用姿态机动目标角度作为输入，避免了天线机动与姿态机动之间的耦合，本发明的方法解决了天线预置机动对姿态高稳定度影响的问题。
(3)本发明的方法根据天线大角度预置运动时干扰力矩较大而平稳跟踪时干扰力矩较小的特点，将卫星天线预置过程放在姿态机动阶段完成，充分利用卫星姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力，对天线预置干扰力矩带来的姿态扰动进行快速稳定，避免了天线预置干扰力矩对姿态稳定度的不利影响。天线预置完成后将进入平稳跟踪阶段，期间的干扰力矩较小，对姿态稳定度无明显影响。
附图说明
图1为本发明一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法流程图；
图2为本发明实施例中卫星姿态滚动角和俯仰角曲线；
图3为本发明实施例中天线理论目标转角(虚线)和实际转角(实线)曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行说明。
本发明提出一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：
(1)在姿态机动开始时向天线发送角度预置指令。
(2)在姿态机动期间和机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于快速预置和预置完成后的平稳跟踪。具体为：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系的表示三轴分量表示形式为
计算天线理论目标转动角度αt＝arctan2(-ray,raz),并发送给天线，其中arctan2()为反正切函数，arcsin()为反正弦函数。
天线安装坐标系的定义为：原点位于天线与星体安装面中心，三轴固连于卫星本体坐标系的正交坐标系，其中Z轴为天线位于展开零位即理论目标转动角度αt＝0,βt＝0时所指向的方向，X轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝90°时所指向的方向，Y轴为天线理论目标转动角度αt＝-90°,βt＝0时所指向的方向。
天线接收站位置对于数传天线是指定的地面接收站位置，对于中继天线是指定的中继卫星位置，由星上装订的地面接收站地理坐标或中继天线轨道参数通过轨道计算转换得到。
一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，包括：
第一模块，用于在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；
第二模块，用于在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。
第二模块的具体方法如下：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T，计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中，Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系中的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系中的表示 三轴分量的表示形式为
计算天线理论目标转动角度αt＝arctan2(-ray,raz),并发送给天线，控制天线按照天线理论目标转动角度转动。
实施例1：某卫星配置了数传天线，其天线安装坐标系方向与卫星本体坐标系一致，转换矩阵Cab为单位阵，天线沿滚动、俯仰方向转动的最大角速度为1.5度/秒。卫星位于轨道高度500km，轨道倾角97.5度的太阳同步轨道，卫星进行姿态机动的目标角度为滚动角30度，俯仰角20度。卫星姿态滚动角和俯仰角曲线如图2所示。按照本发明的机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，机动开始时向天线发送角度预置指令，并在每个控制周期实时计算天线理论目标转角并发送给天线。天线理论目标转角(虚线)和实际转角(实线)曲线如图3所示，卫星姿态机动开始时天线理论目标转角根据姿态机动目标角度计算，与机动前的目标转角相比明显发生跳变，天线实际转角按最大转角速度向天线理论目标转角快速预置，预置过程位于姿态机动阶段，有效利用了姿态机动阶段的高控制带宽和快速调整能力。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，其特征在于，包括步骤如下：
(1)在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；
(2)在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。
2.根据权利要求1所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，其特征在于，步骤(2)的具体步骤如下：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T，计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中，Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系中的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系中的表示 三轴分量的表示形式为
计算天线理论目标转动角度并发送给天线，控制天线按照天线理论目标转动角度转动。
3.根据权利要求2所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，其特征在于，所述步骤(2)中的天线接收站位置对于数传天线是指定的地面接收站位置，对于中继天线是指定的中继卫星位置，由星上装订的地面接收站地理坐标或中继天线轨道参数通过轨道计算转换得到。
4.根据权利要求2所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法，其特征在于，天线安装坐标系的定义为：原点位于天线与星体安装面中心，三轴固连于卫星本体坐标系的正交坐标系，其中Z轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝0时所指向的方向，X轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝90°时所指向的方向，Y轴为天线理论目标转动角度αt＝-90°,βt＝0时所指向的方向。
5.一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，其特征在于，包括：
第一模块，用于在卫星姿态机动开始时向天线发送角度预置指令；
第二模块，用于在卫星姿态机动期间和姿态机动结束后的稳定控制期间，根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T、卫星当前轨道位置和天线接收站位置实时计算天线理论目标转动角度[αt,βt]T，并发送给天线用于预置和预置完成后的跟踪。
6.根据权利要求5所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，其特征在于，第二模块的具体方法如下：
根据姿态机动目标角度[φt,θt,ψt]T，计算机动目标姿态相对于卫星轨道坐标系的转换矩阵CTO＝Euler2Mat(φt,θt,ψt)，其中，Euler2Mat()为与约定转序有关的从欧拉角到方向余弦阵的转换函数；φt,θt,ψt分别表示姿态机动的目标滚动角、目标俯仰角和目标偏航角；
根据卫星当前轨道位置在惯性系下的坐标和天线接收站位置在惯性系下的坐标计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在惯性系中的表示
根据轨道计算给出的卫星轨道坐标系相对于惯性系的转换矩阵Coi和天线安装坐标系相对于卫星本体坐标系的转换矩阵Cab，计算从卫星当前轨道位置到天线接收站位置的相对矢量在天线安装坐标系中的表示 三轴分量的表示形式为
计算天线理论目标转动角度并发送给天线，控制天线按照天线理论目标转动角度转动。
7.根据权利要求6所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，其特征在于，所述第二模块中的天线接收站位置对于数传天线是指定的地面接收站位置，对于中继天线是指定的中继卫星位置，由星上装订的地面接收站地理坐标或中继天线轨道参数通过轨道计算转换得到。
8.根据权利要求6所述的一种机动过程中天线预置的高稳定度控制系统，其特征在于，天线安装坐标系的定义为：原点位于天线与星体安装面中心，三轴固连于卫星本体坐标系的正交坐标系，其中Z轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝0时所指向的方向，X轴为天线理论目标转动角度αt＝0,βt＝90°时所指向的方向，Y轴为天线理论目标转动角度αt＝-90°,βt＝0时所指向的方向。
CN201910668429.0A 2019-07-23 2019-07-23 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法 Active CN110502038B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910668429.0A CN110502038B (zh) 2019-07-23 2019-07-23 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910668429.0A CN110502038B (zh) 2019-07-23 2019-07-23 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110502038A true CN110502038A (zh) 2019-11-26
CN110502038B CN110502038B (zh) 2022-04-22

Family

ID=68587627

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910668429.0A Active CN110502038B (zh) 2019-07-23 2019-07-23 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110502038B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113830333A (zh) * 2021-10-11 2021-12-24 北京理工大学 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法
CN114236585A (zh) * 2021-12-09 2022-03-25 国网思极神往位置服务（北京）有限公司 基于北斗导航卫星系统的目标运动监测方法及存储介质

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0608000A1 (en) * 1988-04-12 1994-07-27 Nippon Steel Corporation Antenna apparatus and attitude control method
US5473746A (en) * 1993-04-01 1995-12-05 Loral Federal Systems, Company Interactive graphics computer system for planning star-sensor-based satellite attitude maneuvers
EP0997803A1 (en) * 1998-10-30 2000-05-03 TRW Inc. Satellite terminal antenna installation
US20060139213A1 (en) * 2004-11-30 2006-06-29 Satoru Komatsu Feeding structure of antenna device for motor vehicle and antenna device
US20070080858A1 (en) * 2005-10-10 2007-04-12 The Boeing Company Control segment-based lever-arm correction via curve fitting for high accuracy navigation
CN101226058A (zh) * 2008-01-31 2008-07-23 航天东方红卫星有限公司 一种卫星侧摆机动图像实时传输的实现方法
US20110155858A1 (en) * 2008-06-09 2011-06-30 Astrium Sas Method for controlling satellite attitude, and attitude-controlled satellite
CN102544750A (zh) * 2010-12-10 2012-07-04 上海卫星工程研究所 大角度姿态机动卫星测控天线的制造方法
CN106597487A (zh) * 2017-02-27 2017-04-26 中国人民解放军信息工程大学 北斗卫星多接收机动态定位精度同步检测装置及其方法
CN107450582A (zh) * 2017-08-22 2017-12-08 长光卫星技术有限公司 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
WO2018086255A1 (zh) * 2016-11-10 2018-05-17 协同通信技术有限公司 一种自动对星方法、装置及卫星
CN109039417A (zh) * 2018-03-29 2018-12-18 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种飞行器天基测控时延参数测量方法
CN109061695A (zh) * 2018-07-24 2018-12-21 北京遥测技术研究所 一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法
CN109918706A (zh) * 2019-01-18 2019-06-21 南京航空航天大学 一种基于广义动力学的卫星-天线耦合系统路径规划算法

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0608000A1 (en) * 1988-04-12 1994-07-27 Nippon Steel Corporation Antenna apparatus and attitude control method
US5473746A (en) * 1993-04-01 1995-12-05 Loral Federal Systems, Company Interactive graphics computer system for planning star-sensor-based satellite attitude maneuvers
EP0997803A1 (en) * 1998-10-30 2000-05-03 TRW Inc. Satellite terminal antenna installation
US20060139213A1 (en) * 2004-11-30 2006-06-29 Satoru Komatsu Feeding structure of antenna device for motor vehicle and antenna device
US20070080858A1 (en) * 2005-10-10 2007-04-12 The Boeing Company Control segment-based lever-arm correction via curve fitting for high accuracy navigation
CN101226058A (zh) * 2008-01-31 2008-07-23 航天东方红卫星有限公司 一种卫星侧摆机动图像实时传输的实现方法
US20110155858A1 (en) * 2008-06-09 2011-06-30 Astrium Sas Method for controlling satellite attitude, and attitude-controlled satellite
CN102544750A (zh) * 2010-12-10 2012-07-04 上海卫星工程研究所 大角度姿态机动卫星测控天线的制造方法
WO2018086255A1 (zh) * 2016-11-10 2018-05-17 协同通信技术有限公司 一种自动对星方法、装置及卫星
CN106597487A (zh) * 2017-02-27 2017-04-26 中国人民解放军信息工程大学 北斗卫星多接收机动态定位精度同步检测装置及其方法
CN107450582A (zh) * 2017-08-22 2017-12-08 长光卫星技术有限公司 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN109039417A (zh) * 2018-03-29 2018-12-18 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种飞行器天基测控时延参数测量方法
CN109061695A (zh) * 2018-07-24 2018-12-21 北京遥测技术研究所 一种适用于姿态机动卫星的导航定位方法
CN109918706A (zh) * 2019-01-18 2019-06-21 南京航空航天大学 一种基于广义动力学的卫星-天线耦合系统路径规划算法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张宏德，等: "小卫星对上面级定向的姿控设计与验证", 《计算机测量与控制》 *
武云丽，等: "带有超大型挠性网状天线航天器姿控系统的参数化多目标设", 《控制理论与应用》 *
沈少萍，等: "Adaptive variable structure control of fast maneuver of attitude for the complex flexible satellite", 《PROCEEDINGS OF THE 31ST CHINESE CONTROL CONFERENCE》 *
熊亮，等: "深空探测器大口径天线指向在轨标定方案", 《深空探测学报》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113830333A (zh) * 2021-10-11 2021-12-24 北京理工大学 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法
CN113830333B (zh) * 2021-10-11 2023-10-03 北京理工大学 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法
CN114236585A (zh) * 2021-12-09 2022-03-25 国网思极神往位置服务（北京）有限公司 基于北斗导航卫星系统的目标运动监测方法及存储介质
CN114236585B (zh) * 2021-12-09 2023-04-14 国网思极位置服务有限公司 基于北斗导航卫星系统的目标运动监测方法及存储介质

Also Published As

Publication number Publication date
CN110502038B (zh) 2022-04-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106155074B (zh) 一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法
CN107505948B (zh) 一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法
CN107515410B (zh) 一种航天器用数传天线跟踪地面站测试验证系统和方法
JP2625336B2 (ja) 太陽センサを使用して人工衛星の太陽翼を制御する方法および装置
CN105043417B (zh) 多目标连续成像偏流角补偿方法
CN107450582B (zh) 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN107380485B (zh) 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法
CN106096148A (zh) 一种简单姿态控制下的大倾角轨道卫星太阳帆板指向方法
CN111897357A (zh) 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法
CN101226058A (zh) 一种卫星侧摆机动图像实时传输的实现方法
CN108718002A (zh) 一种基于多波束相控阵天线的卫星自动跟踪系统
CN112382844B (zh) 一种低轨卫星通信系统的天线伺服电机控制方法和系统
CN108516106A (zh) 一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统
CN103913163A (zh) 船载卫星通信地球站a-e-c三轴天线坐标计算方法
CN110502038A (zh) 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
CN111506875A (zh) 一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法
CN109625329B (zh) 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法
CN108613655B (zh) 一种敏捷卫星机动中沿斜条带成像的姿态调整方法
CN112130590B (zh) 一种基于瞬时惯性系下速度补偿的星载天线对地指向确定方法
CN112498746A (zh) 一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法
CN108657467B (zh) 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统
CN112468211B (zh) 跟踪天线在轨指向误差修正方法及天基测控通信系统
CN102394688B (zh) 一种天线固联式对地通信方法
JP4295618B2 (ja) Ｇｐｓの初期化のための衛星姿勢調整
CN106250684B (zh) 基于地固系数据的卫星过境时间快速计算方法

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