专利汇可以提供卫星大角动量补偿同步性设计方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种卫星大 角 动量 补偿同步性设计方法,其包括以下步骤:步骤一,扫描模式下,有效 载荷 天线转动产生干扰角动量,进行补偿,定点模式下,有效载荷天线不转动,不进行补偿;步骤二,有效载荷伺服 控制器 加电后默认为扫描模式,天线开始转动起旋,发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋;步骤三,地面发送直接遥控指令,有效载荷 伺服控制器 加电时,需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动 开关 标志为开,星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时,同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开等。本发明达到有效载荷分系统与姿轨控分系统补偿同步的目的,保证了卫星平台的 稳定性 ,进而保证了卫星成像 质量 。,下面是卫星大角动量补偿同步性设计方法专利的具体信息内容。
1.一种卫星大角动量补偿同步性设计方法,其特征在于,其包括以下步骤:
步骤一,扫描模式下,有效载荷天线转动产生干扰角动量,进行补偿,定点模式下,有效载荷天线不转动,不进行补偿;
步骤二,有效载荷伺服控制器加电后默认为扫描模式,天线开始转动起旋,发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋;
步骤三,地面发送直接遥控指令,有效载荷伺服控制器加电时,需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开,星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时,同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开;
步骤四,地面发送直接遥控指令,有效载荷伺服控制器断电时,需同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关,星载计算机发送有效载荷天线定点模式时,同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关;
所述步骤二包括以下步骤:
步骤二十一,有效载荷伺服控制器加电后默认为扫描模式,天线开始转动起旋,由静止状态开始转动到目标转速,达到目标转速后,固定转速工作,姿轨控分系统补偿由转速波动引起的整星姿态偏差;
步骤二十二,地面发送定点模式指令后有效载荷天线开始停止转动消旋,直至达到零转速,在此过程当中,由姿轨控分系统完成角动量的补偿;
所述步骤三包括以下步骤:
步骤三十一,地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的开启,姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动起旋同步;
步骤三十二,当地面发送直接遥控指令,有效载荷伺服控制器加电时,同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开,星载计算机发送有效载荷天线扫描模式时,同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为开;
所述步骤四包括以下步骤:
步骤四十一,地面遥控指令和星载计算机程控指令通过公共变量的关闭,姿轨控分系统补偿角动量与有效载荷天线转动消旋同步;
步骤四十二,当地面发送直接遥控指令,有效载荷伺服控制器断电时,同时地面注数置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关,星载计算机发送有效载荷天线定点模式时,同时置遥测量有效载荷天线转动开关标志为关;
天线转动起旋过程当中干扰力矩大小如下式所示:
M=Jα
式中,M是指干扰力矩,α角加速度,J是指有效载荷天线转动部分惯量;
天线达到目标转速时角动量大小如下式所示:
H=Jν
式中,H是指天线角动量,ν是指目标转速;
有效载荷天线停止转动消旋时,干扰力矩大小与起旋时干扰力矩大小相同,同样为M,角动量为H,姿轨控分系统根据该标志的关同时进行飞轮补偿角动量。
2.如权利要求1所述的卫星大角动量补偿同步性设计方法,其特征在于,所述步骤一中扫描模式下,卫星姿轨控分系统对有效载荷天线转动所产生的角动量进行补偿,使用飞轮控制或是三轴斜开关线控制方式;定点模式下有效载荷天线不转动,不产生对整星星体干扰角动量,姿轨控分系统不进行角动量补偿。
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