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公开(公告)号：CN1086988C
公开(公告)日：2002-07-03
申请号：CN98806557.6
申请日：1998-04-24
申请人： 银河系发展公司
发明人： 爱德华·A·贝尔布鲁诺
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/242 , B64G2001/247
摘要： 一种利用计算机实施的过程改变飞行物体的倾角和高度中至少之一的方法，该飞行物体包括空间飞行器、卫星和火箭的至少其中之一，该方法包括顺序的或非顺序的步骤有：(a)利用第一转移，从第一天体或第一天体轨道行进到与所述第一天体相关的弱稳定边界(WSB)或WSB轨道中的弱捕获区；(b)进行至少一个可忽略的机动，并在WSB或WSB轨道任选地进行倾角改变和从中脱出；以及(c)利用第二转移，在预定的任意高度和任选地在所述倾角变化使飞行物体从WSB或WSB轨道行进到第一天体或第一天体轨道和第二天体或第二天体轨道中至少之一。
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公开(公告)号：CN104520914B
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201380028997.5
申请日：2013-07-02
申请人： 罗伯特·布里斯克曼
发明人： 罗伯特·布里斯克曼
CPC分类号： B64G1/242 , B64G1/10 , B64G1/24 , B64G1/66 , B64G3/00 , B64G2001/247 , G01S7/003 , G01S13/72 , G01S13/87 , G01S13/9303
摘要： 一种用于卫星的自主系统，该自主系统通过使用其雷达/激光雷达数据并且根据从诸如恒星、地球和太阳传感器之类的机载传感器得到的其自身轨道的数据或者根据由其地面控制站通过卫星的命令子系统发送的存储数据来计算来自卫星周围的球状体内任何地方的碎片的碰撞路径。如果碰撞有可能发生，则系统对卫星的轨道的最小改变进行计算以避免此碰撞并且生成并执行命令以用于对机载轨道控制推进器进行点火以将卫星推进到合适的避让轨道中。
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公开(公告)号：CN104267627A
公开(公告)日：2015-01-07
申请号：CN201410484232.9
申请日：2014-09-19
申请人： 中国运载火箭技术研究院
CPC分类号： G05B19/04 , B64G1/24 , B64G2001/247
摘要： 一种在轨激活控制电路，包括：内部电池、DC/DC模块、检测电路、计时电路、自带传感器、控制模块、指令模块、激活信号模块、负载模块、采集模块和遥测模块，通过多元参数检测、比较、判断，采用自感应自主式及测试一体化控制电路设计，实现了在轨控制电路的自主激活和控制电路的检测，简化了在轨控制电路的控制过程，提高了激活的可靠性和自主性，最大程度上满足了在轨自主激活控制的需求。实现了在轨激活控制电路失重状态下的可靠激活，同时提高了可测试性，缩短了测试时间。
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公开(公告)号：CN1261318A
公开(公告)日：2000-07-26
申请号：CN98806557.6
申请日：1998-04-24
申请人： 银河系发展公司
发明人： 爱德华·A·贝尔布鲁诺
CPC分类号： B64G1/007 , B64G1/242 , B64G2001/247
摘要： 本系统提供一种有效利用燃料的改变沿轨道运行的卫星倾角的方法。通过用一间接路径首先进行一机动将卫星送至月球处于弹道捕获转移(BCT)。在月球处,卫星处于模糊边界或弱稳定性边界。然后,一可忽略的小的机动就可以将卫星沿一反向的BCT按所需的地球倾角送回地球。另一机动将卫星送入绕地球的新的椭圆轨道。卫星发射到处于34°倾角,高度700千米的圆形轨道的LEO中,需要接近6千米/秒的速度以便将倾角变为90°。这种方法能在以△V计的能量方面实现明显的节省,并产生出乎意料的效果。飞行时间明显由先前方法的170天降低到88天甚至6天。
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公开(公告)号：CN106892136A
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201710084248.4
申请日：2017-02-16
申请人： 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/24
CPC分类号： B64G1/242 , B64G2001/247
摘要： 本发明涉及一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，包括如下步骤：确认需要弹道重规划后，开始接收航天器状态信息；地面计算新目标轨道；上传新目标轨道参数；箭上收到目标轨道参数后，规划变轨策略；将规划变轨策略下传，如果地面测控系统认为点火时间和制导律不合理，则重新规划并再次发送上传参数，直至地面测控系统认为点火时间合理，并发送确认信息；开始变轨，进入新目标轨道。本发明实现消除基础级非致命故障带来的风险，保证有效载荷还能进入工作轨道；实现了故障状态下的最优目标轨道选取。
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公开(公告)号：CN106218922A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610595798.8
申请日：2016-07-27
申请人： 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所
IPC分类号： B64G1/24
CPC分类号： B64G1/242 , B64G2001/247
摘要： 挠性敏捷卫星的联合执行机构控制方法，涉及卫星姿态控制技术领域，解决现有针对挠性卫星姿态进行快速机动或高精度跟踪控制时，具有强非线性、受多种约束以及挠性附件易振动的特点，进而导致难以满足控制需求等问题，针对联合两种执行机构的挠性敏捷卫星，结合挠性卫星姿态动力学，运动学和挠性附件的振动方程，建立了面向卫星姿态最优轨迹规划及预测未来姿态信息的非线性状态空间方程；在建立了姿态机动快速性、挠性附件振动抑制性、CMG群奇异性等综合指标基础上，基于伪光谱方法，实现对原连续优化问题的离散化，进而计算出卫星姿态机动的最优轨迹及CMG群框架角速度的最优轨迹；基于非线性模型预测控制技术，设计了反作用飞轮的控制。
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公开(公告)号：CN104520914A
公开(公告)日：2015-04-15
申请号：CN201380028997.5
申请日：2013-07-02
申请人： 罗伯特·布里斯克曼
发明人： 罗伯特·布里斯克曼
CPC分类号： B64G1/242 , B64G1/10 , B64G1/24 , B64G1/66 , B64G3/00 , B64G2001/247 , G01S7/003 , G01S13/72 , G01S13/87 , G01S13/9303
摘要： 一种用于卫星的自主系统，该自主系统通过使用其雷达/激光雷达数据并且根据从诸如恒星、地球和太阳传感器之类的机载传感器得到的其自身轨道的数据或者根据由其地面控制站通过卫星的命令子系统发送的存储数据来计算来自卫星周围的球状体内任何地方的碎片的碰撞路径。如果碰撞有可能发生，则系统对卫星的轨道的最小改变进行计算以避免此碰撞并且生成并执行命令以用于对机载轨道控制推进器进行点火以将卫星推进到合适的避让轨道中。
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