-
公开(公告)号：CN108955684A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810417631.1
申请日：2018-05-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种基于连续推力的轨道机动自主规划方法和系统，其中，所述方法包括：根据轨道机动前后目标视线角变化与视线距离精度间的对应关系，建立可观测度优化模型；根据约束条件和给定可观测度优化目标时刻，对可观测度优化模型的目标函数进行优化，得到最优推力参数，并解算得到当前相对导航结果；根据当前相对导航结果与原始相对导航结果之间的比较结果，判定所述当前相对导航结果是否满足可观测性优化判定条件；若判定当前相对导航结果满足可观测性优化判定条件，则返回并重新进行轨道机动规划。本发明实现仅测角相对导航系统可观测度的自主增强，满足了空间态势感知与自主交会等任务的应用需要。
-
公开(公告)号：CN108717198A
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201810417474.4
申请日：2018-05-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01S19/40
CPC classification number: G01S19/40
Abstract: 本发明公开了一种空间非合作目标相对导航系统误差补偿修正滤波方法和系统，该方法包括：建立空间非合作目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对导航动力学模型与测角测距相对导航观测模型；根据相对导航动力学模型与测角测距相对导航观测模型，确定更新后的测量系统误差参数；将更新后的测量系统误差参数代入测角测距相对导航观测模型的观测方程，对当前相对导航结果进行修正，并按照更新后的测量系统误差参数进行后续导航滤波解算。本发明满足了空间非合作目标天基观测相对导航的应用需求，提升了传统扩展卡尔曼滤波算法对空间非合作目标的导航精度。
-
公开(公告)号：CN108663052A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810398228.9
申请日：2018-04-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C21/24
CPC classification number: 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：CN108519110A
公开(公告)日：2018-09-11
申请号：CN201810384006.1
申请日：2018-04-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C25/00
CPC classification number: 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：CN104848860A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201510257857.6
申请日：2015-05-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法，首先根据指定的地面成像条带的起始与结束地理位置以及两个端点对应的成像时间，计算每个时间点对应的成像点位置；然后根据卫星的轨道参数以及对应时刻的成像点位置，计算卫星与成像点在地心赤道惯性坐标系中的相对位置矢量；再根据地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的一系列转换矩阵，计算相对位置矢量在卫星本体坐标系中的分量；随后根据相对位置矢量在卫星轨道坐标系中的分量，计算卫星成像时的滚转角和俯仰角以及滚转角速度和俯仰角速度；最后根据得到的滚转角、滚转角速度、俯仰角和俯仰角速度，轨道参数以及对应的成像点位置计算卫星的偏航角与偏航角速度，得到卫星在成像过程中规划的姿态信息。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103593551A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310525249.X
申请日：2013-10-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 清华大学
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种基于高轨光学成像卫星的太阳光压计算方法，首先建立高轨光学成像卫星的太阳光压反射模型，所述太阳光压反射模型包括用于表征卫星本体的立方体和用于表征卫星帆板的方板；方板与立方体的相对位置取决于真实卫星中卫星本体和卫星帆板的相对位置关系；立方体的姿态以及轨道位置参数同真实卫星中卫星本体的姿态和位置；立方体与方板的反射系数分别与真实卫星中卫星本体和帆板的反射系数相同；然后利用所建立的太阳光压反射模型，通过求取卫星本体所受太阳光压力和帆板所受太阳光压力的矢量和获得高轨光学成像卫星的太阳光压。本发明的方法能够更加精准地计算出卫星受到太阳光压，使得卫星动力学参数确定和轨道控制更加精确。
-
公开(公告)号：CN112883484B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202110083652.6
申请日：2021-01-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法：(1)、获取SAR卫星最大推进剂携带量约束；(2)、确定SAR卫星载荷的最大可视范围能力；(3)、确定高轨SAR卫星各个轨道参数的取值范围；(4)、按照各自预设的间隔步长，遍历高轨SAR卫星每一个轨道参数，得到N条轨道，计算每条轨道的卫星载荷实际覆盖区域和对遥感观测目标的重访时间；(5)、对满足高轨遥感任务覆盖区域、对遥感观测目标重访时间要求的轨道，进行全寿命周期内的推进剂分析，提取满足SAR卫星最大推进剂携带量约束的轨道作为最终的高轨SAR卫星任务轨道。本发明使高轨SAR卫星既能够符合SAR载荷的成像特点又能满足遥感任务的需求，并能满足工程约束。
-
公开(公告)号：CN115879266A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211197885.X
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/18
Abstract: 本发明提出一种航天器轨道及星座设计与优化软件系统的遥感卫星轨道设计方法，属于航天器轨道及星座设计领域，首先根据地面平均像元分辨率、地面幅宽、轨道维持和机动能力等飞行任务需求，确定轨道高度范围，然后根据成像光照情况和太阳翼光照条件要求，确定轨道降交点地方时，最后根据覆盖周期以及重访周期的要求，进行回归轨道筛选，确定卫星轨道参数，建立了一套完整的遥感卫星轨道设计技术流程，解决了航天器轨道及星座设计与优化软件系统的遥感卫星轨道设计算法实现问题，并且可直接应用于航天器轨道及星座设计与优化软件系统的遥感卫星轨道设计软件模块，软件模块既支持独立闭环，又支持提供系统集成，有利于促进国内有显著影响力的软件产品研制进程。
-
公开(公告)号：CN108919283B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN201810403834.5
申请日：2018-04-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种星上自主的非合作目标相对导航方法和系统，该方法包括：建立主动航天器与非合作目标航天器的相对运动动力学方程；建立基于主动航天器星载设备可观测的测量数据的观测方程；根据星上计算条件，选取相匹配的滤波器；根据相对运动动力学方程和观测方程，按照选取的相匹配的滤波器进行滤波计算，得到计算结果；根据所述计算结果确定非合作目标航天器的相对导航信息。本发明旨在得到高精度的非合作目标航天器的相对导航信息，以满足航天器在轨使用要求。
-
公开(公告)号：CN108957499B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201810417623.7
申请日：2018-05-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航方法和系统，该方法包括：根据目标视线角观测量，确定目标相对运动轨道；从视线角偏置线性回归模型系数数据库中提取得到与所述确定的目标相对运动轨道相匹配的目标视线角偏置线性回归系数；对于观测时间段内目标视线角观测值，利用最优估计方法确定目标实际观测视线角偏置；将目标视线角偏置线性回归系数和目标实际观测视线角偏置带入视线角偏置回归模型，求解得到目标平纬度幅角，以完成伴飞轨道改进。本发明在传统无迹卡尔曼滤波算法的基础上，根据观测量的频谱特性，利用最优估计方法实现对平纬度幅角的实时修正，解决了伴飞目标仅测角相对导航平纬度幅角确定的难题。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
60
records
(took 0.032 seconds)
