本实用新型涉及卫星用手持磁极性测试仪，属于卫星或飞船测试技术领域。该测试仪包括霍尔器件H1、霍尔器件H2、发光二极管D1、发光二极管D2、发光二极管D3、电源开关K、电阻R1、电阻R2、电阻R3、9V集层电池、外壳和两个磁钢；霍尔器件H...

本发明涉及一种电推进系统推力矢量调节机构柔性管路，该柔性管路由毛细管组成流动通道，包括两组直段、两组小直径过渡螺旋段、一组大直径螺旋段、球头和外套螺母。所述大直径螺旋段能够以小的附加力矩实现大角度柔性变形；小直径过渡螺旋段起过渡作用，使...

本发明涉及一种带有减振器的飞轮体，包括轮缘、辐条、轮毂、法兰、颗粒减振器。颗粒减振器包括减振器腔体、颗粒/粉末、减振器端盖。颗粒减振器均布于飞轮体的轮缘中，当飞轮体受到外部激励时，利用颗粒与颗粒以及颗粒与空腔之间的非弹性碰撞和摩擦消耗系...

成像定标的姿态控制方法，包括以下步骤：(1)敏感器的安装布局；(2)执行机构的安装布局；(3)姿态确定；(4)姿态轨迹规划；(5)姿态控制误差计算；(6)姿态控制。本发明在成像定标中可以自主选择姿态确定方法，在姿态机动过程引入姿态修正或...

本发明公开了一种小型变速控制力矩陀螺，属于控制力矩陀螺技术领域。包括高速组件、连接支架和低速组件。高速组件在控制力矩陀螺模式下提供恒定的角动量，在飞轮模式下输出整星姿态控制所需的精细力矩。连接支架用于连接高速组件和低速组件，并保证角动量...

本发明提供一种推进剂剩余量测量系统，包括气瓶、压力传感器、自锁阀、压差计、及推进剂贮箱。本发明还提供一种推进剂剩余量测量方法，包括设置自锁阀的状态；控制自锁阀，使两个气瓶和两个贮箱初始状态一致；控制自锁阀，使其中一个气瓶放弃，一个气瓶状...

本发明涉及卫星电推进系统热增压氙气加注方法，属于卫星电推进系统的高纯氙气加注试验技术领域，适用于所有采用高纯氙气作为工质的电推进系统的加注试验。本发明根据卫星电推进系统高纯氙气加注的技术要求，合理设计了热增压氙气加注方法。该方法具有洁净...

本发明涉及一种利用电噪声测量齿轮啮合侧隙的装置及方法，属于空间低速指向机构的测试技术领域。该装置将齿轮传动组件的固定部分作为直流电传输回路的一端，齿轮传动组件的转动部分作为直流电传输回路的另一端，通过采集齿轮传动时的电噪声数值来折算其啮...

本发明涉及卫星电推进系统热增压氙气加注系统，属于卫星电推进系统的高纯氙气加注试验技术领域。该系统使氙气经系统中的热增压装置流入星上气瓶；该系统包括氙气储罐、储罐称重电子秤、气源阀、热增压装置A、热增压装置B、液氮阀A、液氮阀B、液氮阀C...

基于在轨数据进行相对导航敏感器状态辅助判断的方法，包括步骤：1、根据在轨注入的飞船和目标的相对位置和相对姿态信息初始化相对导航敏感器的相对位置和相对姿态估值；2、根据飞船陀螺、加速度计测量的脉冲数计算飞船当前周期的三轴姿态角速度和三轴线...

本发明公开了一种半球轴承动压马达的可靠性验证方法，该方法通过利用已投入应用的、与半球轴承动压马达属于同类的动压马达的可靠性信息，同时借鉴其可靠性评估的结果，能够充分缩短半球轴承动压马达可靠性验证所需的试验时间。本发明为寿命长又无法进行加...

本发明一种用于乒乓防冲突的高速复接器同步串行接口设计方法包括步骤如下：确定高速复接器同步串行通讯接口的发送字节数；高速复接器同步串行通讯接口接收外部输入的波门信号，进行输入波门与码元时钟相位关系调节，并对调节后的波门进行修正；根据修正后...

本发明涉及一种线性工作功率MOSFET管并联方法，该方法包括步骤：(1)根据MOSFET管开启电压最大值VGS(th)max和输入信号的电压Vc选取电阻R1、R2、R4、R5；(2)搭建MOSFET管V1的测试电路；(3)测试MOSFE...

绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，其特征在于：(1)基于降维思想，将表达封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从六维降低为三维(2)在该初始状态空间中，将满足绕飞面仰角要求的所有封闭绕飞轨道表达为一组二维曲面，并给出三种建立这类封闭绕飞构型的单...

基于分布式时间触发的多体动力学参数确定系统及其方法，首先建立基于时间触发数据总线的系统架构模型，并将所有飞行器系统仿真节点连接在该总线上；每个飞行器系统仿真节点都包含多个仿真模块，通过其中的动力学仿真模块主导系统动力学参数的计算，再通过...

一种消除空间单粒子打翻CPU寄存器对姿态影响的方法，(1)分别计算当前姿态与前两拍姿态的最大绝对误差，得到两个误差值，将两个误差值分别与各自的判断阈值相比较，得到累计误差的计分值；(2)根据步骤(1)中累计误差的计分值判断是否发生单粒子...

一种针对MicroBlaze软核程序的测试验证系统，其特征在于包括：MicroBlaze仿真平台模块、软核执行流监视记录模块、目标码分析模块和覆盖率统计分析模块。本发明实现了FPGA逻辑代码、MicroBlaze软核以及软核程序的集成运...

本发明公开了一种基于角加速度导数为正弦曲线的飞行器姿态快速机动方法，根据控制系统执行机构的力矩和角动量提供能力，设计了经历加速、匀速和减速三个过程的姿态机动路径，在加速和减速过程中，均保证角加速度的导数为标准正弦曲线，保证了整个机动过程...

一种面外面内分步实施的绕飞构型建立方法，指定主控航天器相对于目标航天器轨道面外运动幅值出现在特定地心纬度点上空，建立起主控航天器相对于目标航天器的面外相对运动；对面外相对运动采用CW制导策略进行微调，使面外相对运动幅值更加接近于标称值；...

无加速度计情况下一种基于关调制的高精度轨控方法，通过对姿态喷气相平面控制律的输入姿态进行积分修正，将轨控期间相平面姿态控制的平均结果校正到期望标称姿态附近；在航天器没有配置加速度计的情况下，通过定义关调制轨控时间增量因子，在理想关机时刻...