公开(公告)号：CN108663052B

公开(公告)日：2019-07-12

申请号：CN201810398228.9

申请日：2018-04-28

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 黄美丽 ,  赵峭 ,  王大轶 ,  仲维昆 ,  邹元杰 ,  张磊 ,  周静 ,  刘德成 ,  刘峰

IPC: G01C21/24

Abstract: 本发明提供了一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法：(1)、计算主动航天器指向空间非合作目标矢量；(2)、计算令相对导航相机视轴指向非合作目标的主动航天器姿态角指令；(3)、按照主动航天器姿态角指令，调整主动航天器的姿态；(4)、根据非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息和非合作目标与主动航天器的相对距离，重新确定当前时刻空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置；(5)、重复步骤(1)～(4)，直至非合作目标偏离相对导航相机视场中心的横向偏差量和纵向偏差量小于预设值。本发明对由于非合作目标定轨偏差引起的相对导航相机指向偏差修正，从而得到相对导航相机的精确指向。

公开(公告)号：CN108519110B

公开(公告)日：2019-05-24

申请号：CN201810384006.1

申请日：2018-04-26

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 王大轶 ,  黄美丽 ,  张磊 ,  邹元杰 ,  史文华 ,  史纪鑫 ,  周静 ,  赵峭 ,  刘德成

IPC: G01C25/00

Abstract: 基于图像信息的空间非合作目标自主相对导航在轨验证系统，目标释放机构从星上数据总线上接收指令，释放星载目标，使释放后的星载目标具备空间非合作目标特征，并且进入双目相机的测量范围内；双目相机对其进行立体成像，并将星时、卫星轨道、卫星姿态角、双目相机安装方位角与俯仰角信息、图像测量信息传输至数据存储模块；由数据处理模块实时进行自主相对导航解算，将解算对应的星时以及解算结果通过数传系统发送至地面数据接收系统；地面数据接收系统对接收的数据进行存储，并进行相对导航解算，解算出非合作目标的相对轨道、观测残差，并利用该解算结果与数传系统下传的解算结果进行比对，以对星上自主相对导航进行验证。

公开(公告)号：CN108519109A

公开(公告)日：2018-09-11

申请号：CN201810359564.2

申请日：2018-04-20

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 刘德成 ,  邹元杰 ,  赵峭 ,  王大轶 ,  黄美丽 ,  史文华 ,  史纪鑫 ,  周静 ,  张磊

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明公开了一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法，用于在轨演示验证中以星载目标为观测对象，根据观测相机参数和对非合作目标的感知测量与相对导航的观测要求，设计星载目标的安装方位、分离脉冲以及观测相机安装方位，形成可以满足在轨演示验证任务要求的星载目标相对于观测卫星的相对运行轨道。该方法不仅得到观测时间的最优解，又能保证相对导航任务的可观测度、观测卫星和星载目标的安全性。

公开(公告)号：CN106570316A

公开(公告)日：2017-04-19

申请号：CN201610917107.1

申请日：2016-10-20

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 冯昊 ,  黄美丽 ,  赵峭 ,  周静 ,  高珊 ,  闫军 ,  于伟 ,  雪丹

IPC: G06F19/00

CPC classification number: G06F19/00

Abstract: 基于推进剂预算的低轨椭圆轨道卫星成功入轨判定方法，通过得到远地点、近地点、偏心率、倾角调整量与推进剂消耗量的关系，利用卫星变轨所能提供的总推进剂消耗量得到包含远地点、近地点、偏心率、倾角调整量的入轨成功判断公式；根据各方约束确定卫星允许提供的初始变轨推进剂量，在星箭分离后确定卫星的远地点、近地点、偏心率、倾角的偏差量，利用判断公式对卫星是否能成功入轨进行判断。本发明方法采用轨道机动理论及公式，所得到的解析计算公式，准确合理、简洁高效，易于操作、特别适合运载发射成功与否快速判断；在运载发射中出现问题之后为卫星实施抢救措施提供依据及指导。

公开(公告)号：CN103064423B

公开(公告)日：2015-07-08

申请号：CN201210543834.8

申请日：2012-12-11

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 杨慧 ,  马利 ,  周静 ,  潘宇倩 ,  雪丹 ,  何江 ,  金煌煌 ,  武向军 ,  舒卫平

IPC: G05D1/10

Abstract: 多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。