公开(公告)号：CN110329544A

公开(公告)日：2019-10-15

申请号：CN201910615687.2

申请日：2019-07-09

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张昊 ,  解永春 ,  胡军 ,  张斌

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质。该方法包括：获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数计算航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数之间的参数偏差；根据所述参数偏差，计算追踪航天器变轨的特征点纬度幅角；获取变轨特征点纬度幅角基准值，将上述纬度幅角计算值与基准值进行比对，满足使用范围时变轨的特征点纬度幅角使用计算值，否则使用基准值；根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数以及所述偏差参数和特征点纬度幅角计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述变轨量应用于自主快速交会对接。

公开(公告)号：CN105136150A

公开(公告)日：2015-12-09

申请号：CN201510509071.9

申请日：2015-08-18

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 田科丰 ,  王新民 ,  刘一武 ,  董筠 ,  褚永辉 ,  刘其睿 ,  张斌 ,  曾春平 ,  李鹤

IPC: G01C21/24

CPC classification number: G01C21/24

Abstract: 一种基于多次星敏感器测量信息融合的姿态确定方法，适用于具有高精度姿态确定要求的航天器进行姿态确定，其中星敏感器的姿态输出频率需大于航天器的姿态确定周期。与传统直接利用星敏感器进行姿态测量输出不同，本发明方法在一个姿态确定周期内获得多次星敏感器测量结果后，按照权重进行星敏感器测量结果的数据融合，权重系数的取值与星敏感器测量时刻至当前姿态确定时刻的星时之差相关，使得本发明方法能够在进行数据融合时进行融合结果的优化，满足航天器应用对姿态确定所提出的高精度需求。

公开(公告)号：CN104058104A

公开(公告)日：2014-09-24

申请号：CN201410240398.6

申请日：2014-05-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 苟兴宇 ,  关轶峰 ,  李克行 ,  张斌 ,  谢晓兵 ,  李鹤 ,  曾春平 ,  董筠 ,  张欣 ,  徐子荔 ,  柯旗 ,  王淑一

IPC: B64G1/26

Abstract: 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，在理想关机时刻之后增加轨控时间，将因关调制而损失的轨控量进行准确补充。针对采用姿控发动机实现轨控且无加速度计配置的航天器，联合运用上述积分修正及关调制轨控时间增量因子修正策略，可提高实际轨控推力方向的精度，并保证轨控速度增量大小的精度，综合达成高精度的轨控效果。

公开(公告)号：CN102506876B

公开(公告)日：2014-07-02

申请号：CN201110409262.X

申请日：2011-12-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张晓文 ,  王大轶 ,  黄翔宇 ,  张斌

IPC: G01C21/24

Abstract: 一种地球紫外敏感器测量的自主导航方法，初始化，利用卫星入轨信息给出卫星在起始时刻状态初值和协方差初值去野值，将紫外敏感器获取的地心矢量信息和地球视半径信息累计一段指定的时间，然后利用野值剔除算法将上述信息中的野值去除；批处理，将去野值后的地心矢量信息和地球视半径信息通过最小二乘法，计算观测结束时刻卫星的状态估计和协方差估计Pk；无迹变换，利用无迹变换实现状态和协方差的时间更新，得到下一段观测结束时刻卫星的状态预测和协方差预测递推，继续累计一段时间地心矢量信息和地球视半径信息，并重复上述步骤，如此不断递推运算下去即可连续获得对卫星状态的估计。本发明提高了导航系统精度和稳定性。

公开(公告)号：CN102092488B

公开(公告)日：2013-04-10

申请号：CN201010623844.3

申请日：2010-12-31

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张斌 ,  张新邦 ,  魏春岭 ,  黄翔宇 ,  王大轶

IPC: B64G7/00

Abstract: 双弦宽地球模拟器，由第一冷板、第二冷板和第一热板构成第一地球模拟器，第三冷板、第四冷板和第二热板构成第二地球模拟器。第一热板为半圆环形薄片，开口向上并嵌入基座，电机驱动机构穿过第一热板半圆环形的中心点作为第一地球模拟器的主轴，电机驱动机构可以分别控制第一冷板和第二冷板的转动以实现对第一热板半圆环形外表面的遮挡。第二热板为半圆柱体形，开口向上并嵌入基座，电机驱动机构的驱动轴与半圆柱体形的轴线重合，电机驱动机构可以分别控制第三冷板和第四冷板的转动以实现对第二热板半圆柱体形内表面的遮挡，模拟地球弦宽的变化。本发明可以满足双圆锥地球敏感器扫描的要求，同时为两路红外通道提供测量目标。

公开(公告)号：CN102879014A

公开(公告)日：2013-01-16

申请号：CN201210409055.9

申请日：2012-10-24

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 黄翔宇 ,  张斌 ,  王大轶 ,  魏春岭 ,  唐强 ,  朱志斌

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。

公开(公告)号：CN102519472A

公开(公告)日：2012-06-27

申请号：CN201110409345.9

申请日：2011-12-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 魏春岭 ,  张斌 ,  张青春 ,  刘良栋 ,  李果 ,  亢淼

IPC: G01C21/24

Abstract: 一种利用偏航机动的自主导航敏感器系统误差校正方法，自主导航敏感器通过对地球进行观测得到卫星本体系地心方向矢量和地心距，自主导航敏感器通过对恒星进行观测得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵，二者结合得到惯性系下的地心方向和地心距，从而可以确定卫星轨道。本发明方法将自主导航敏感器系统误差扩充为状态变量，以地心方向和地心距作为测量值进行偏差自校准。借鉴惯导系统领域研究较多的动基座对准思想，利用偏航机动来提高导航系统对敏感器系统误差的可观性，从而可以更好地对敏感器系统误差进行估计和补偿。本发明方法操作简单，可以显著提高自主导航精度。

公开(公告)号：CN102519471A

公开(公告)日：2012-06-27

申请号：CN201110409278.0

申请日：2011-12-08

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 管乐鑫 ,  魏春岭 ,  黄翔宇 ,  张斌 ,  熊凯 ,  亢淼

IPC: G01C21/24

Abstract: 基于三角函数拟合的成像型地球敏感器地球扁率补偿方法，首先对成像型地球敏感器的地心方向测量进行建模，不考虑地球扁率影响，由地球成像边缘点在CCD平面的几何中心坐标计算地心方向，考虑地球扁率影响后，地心成像的真实像点和几何中心存在偏差，导致地心测量矢量和真实矢量存在偏差，将偏差分解为滚动误差角和俯仰误差角，利用三角函数对滚动误差角和俯仰误差角进行拟合，求出三角函数相应的系数，然后利用三角函数的计算结果对几何中心坐标进行补偿，最后用补偿后的坐标计算地心方向。本发明方法操作简单，可以提供更为精确的地心方向测量信息。

公开(公告)号：CN102175259A

公开(公告)日：2011-09-07

申请号：CN201010623842.4

申请日：2010-12-31

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 魏春岭 ,  王大轶 ,  黄翔宇 ,  张斌 ,  张新邦

IPC: G01C25/00

Abstract: 基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统，地日月一体化敏感器安装在第二单轴转台上，获取地球、太阳和月亮测量信号并送到导航计算机。第一单轴转台带动地球模拟器、第二单轴转台、地日月一体化敏感器以卫星轨道速度转动模拟卫星自转运动。第二单轴转台带动地日月一体化敏感器转动，模拟星体滚动姿态。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轨道角速度指令驱动第一单轴转台，生成弦宽指令控制地球模拟器的弦宽，生成滚动角指令驱动第二单轴转台转动。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。

公开(公告)号：CN110329544B

公开(公告)日：2021-03-26

申请号：CN201910615687.2

申请日：2019-07-09

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张昊 ,  解永春 ,  胡军 ,  张斌

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及一种用于自主快速交会对接的单脉冲制导方法、可读介质。该方法包括：获取追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数；根据追踪航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数计算航天器的轨道参数和目标航天器的轨道参数之间的参数偏差；根据所述参数偏差，计算追踪航天器变轨的特征点纬度幅角；获取变轨特征点纬度幅角基准值，将上述纬度幅角计算值与基准值进行比对，满足使用范围时变轨的特征点纬度幅角使用计算值，否则使用基准值；根据追踪航天器的轨道参数、目标航天器的轨道参数以及所述偏差参数和特征点纬度幅角计算追踪航天器单次变轨的迹向变轨量和径向变轨量，将所述变轨量应用于自主快速交会对接。