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公开(公告)号：CN102519455A
公开(公告)日：2012-06-27
申请号：CN201110409307.3
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，紫外敏感器环形视场观测紫外地球模拟器，紫外敏感器中心视场观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中，姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，计算结果作为基准轨道姿态数据发送到控制计算机，控制计算机根据基准姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制地球模拟器的圆盘大小变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化，导航计算机根据紫外敏感器测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于紫外敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。
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公开(公告)号：CN104317303B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201410532652.X
申请日：2014-10-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。
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公开(公告)号：CN102878997B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201210409156.6
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种大偏心率轨道的星上快速高精度外推方法，火星探测器任务轨道为大偏心率(e＞0.6)椭圆轨道，采用数值积分方法，要做到较高精度的轨道计算，需要考虑较高阶次的火星形状摄动以及其他各种摄动因素影响，从而导致计算量较大，若星上计算机复位或切机，数值积分方法将会中断；解析法只适用于偏心率较小(e＜0.6)的椭圆轨道；利用精密轨道提供的探测器位置拟合切比雪夫多项式系数，将会带来较大的拟合误差。本发明通过引入精密轨道与二体轨道的位置差，利用位置差拟合切比雪夫多项式系数，可以很好地解决大偏心率椭圆轨道的星上轨道计算问题，计算量小，且精度高。
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公开(公告)号：CN102538784B
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201110442045.0
申请日：2011-12-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种基于日地月方位信息的自主导航系统的地心方位的扁率修正方法，首先不考虑地球扁率影响，利用球面几何关系计算出地心方位和地心距。然后考虑地球扁率，建立地球敏感器扫描地平边缘时满足的几何约束方程，并结合大致的地心方位和地心距，反解出考虑扁率效应的地心方位信息。本发明在对考虑地球扁率的地心方向确定进行研究的基础上，提出了一种考虑地球扁率的地心方向确定方法，大大提高了基于日地月测量信息的自主导航系统的导航精度。
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公开(公告)号：CN102879014B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210409055.9
申请日：2012-10-24
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系统，导航敏感器安装在转台上与天体模拟器对接，星敏感器与动态恒星模拟器对接，姿态轨道仿真器生成深空探测器基准姿态和轨道数据并发送到控制计算机和导航计算机，控制计算机驱动天体模拟器、动态恒星模拟器及转台运动，天体模拟器模拟深空探测器和目标天体的位置变化，动态恒星模拟器模拟深空探测器惯性姿态变化，转台模拟深空探测器姿态扰动，导航计算机采集导航敏感器和星敏感器测量数据，进行导航滤波计算，最后与基准数据比对得到自主导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于敏感器真实测量数据的半物理仿真试验，可以有效地在地面验证深空探测接近过程的光学成像自主导航系统的性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102538819B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201110409318.1
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，双圆锥红外地球敏感器观测双弦宽地球模拟器，星敏感器观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中。姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，将卫星基准轨道姿态数据发送到控制计算机。控制计算机根据基准姿态轨道数据生成弦宽控制指令控制地球模拟器的弦宽大小，生成惯性四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化。导航计算机根据测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于双圆锥红外和星敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。
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公开(公告)号：CN102519455B
公开(公告)日：2015-03-18
申请号：CN201110409307.3
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 基于紫外敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，紫外敏感器环形视场观测紫外地球模拟器，紫外敏感器中心视场观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中，姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，计算结果作为基准轨道姿态数据发送到控制计算机，控制计算机根据基准姿态轨道数据生成地球圆盘大小指令控制地球模拟器的圆盘大小变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化，导航计算机根据紫外敏感器测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于紫外敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。
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公开(公告)号：CN104317303A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410532652.X
申请日：2014-10-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。
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公开(公告)号：CN102175260A
公开(公告)日：2011-09-07
申请号：CN201010623851.3
申请日：2010-12-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种自主导航系统误差校正方法，基于紫外地球敏感器和星敏感器的自主导航系统中，采用紫外敏感器测量得到卫星本体系中地心矢量，采用星敏感器测量得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵。由于敏感器不可避免存在相对安装误差，滤波器无法消除该项系统误差，导致导航精度变差。本发明方法对紫外敏感器和星敏感器的相对安装误差进行了建模，将安装误差扩充为状态变量进行导航滤波。假定卫星一段时间内能通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，则通过滤波可以对系统误差进行实时估计和校正。本发明方法操作简单，可以显著提高导航精度。
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公开(公告)号：CN102175258A
公开(公告)日：2011-09-07
申请号：CN201010623841.X
申请日：2010-12-31
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 月球敏感器月心方向的修正方法，首先由月球的星历信息得到某一时刻月心的位置信息；然后建立一个月球敏感器扫描模型，通过遍历搜寻找到敏感器最先扫到的月球亮点，该亮点即为对应时刻敏感器扫描到的月球位置信息；根据这两个位置信息就可以得到修正敏感器扫描输出的角度补偿量。由于敏感器的扫描速率是已知的，还可以得到将敏感器扫描输出的位置校正到月心方向所需的时间补偿量。本发明方法操作简单，可以提供更为精确的月心测量信息。
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