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公开(公告)号：CN115098828B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202211029449.1
申请日：2022-08-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本说明书实施例涉及卫星轨道计算技术领域，特别涉及一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置。其中，该方法包括：获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的；将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
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公开(公告)号：CN115098828A
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202211029449.1
申请日：2022-08-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本说明书实施例涉及卫星轨道计算技术领域，特别涉及一种近圆中低轨卫星轨道的计算方法和装置。其中，该方法包括：获取由地面终端设备注入的第一轨道参数；所述第一轨道参数是由所述地面终端设备对目标定轨数据进行计算得到的；将所述第一轨道参数分别与所述卫星计算机正在使用的第二轨道参数和预设的标称轨道参数进行偏差判断；响应于满足偏差判断条件，对所述第一轨道参数进行野值剔除处理，得到目标轨道参数；基于所述目标轨道参数和当前星上时间，计算卫星轨道的平根数；基于所述目标轨道参数，计算卫星轨道的短周期项；基于所述平根数和所述短周期项，计算卫星轨道的瞬时根数；基于地心距和轨道角速率，判断卫星轨道的瞬时根数是否计算正确。
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公开(公告)号：CN104062900B
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201410240818.0
申请日：2014-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 绕飞轨道遴选及单脉冲实现方法，其特征在于：(1)基于降维思想，将表达封闭绕飞椭圆的相对运动初始状态空间从六维降低为三维 (2)在该初始状态空间 中，将满足绕飞面仰角要求的所有封闭绕飞轨道表达为一组二维曲面，并给出三种建立这类封闭绕飞构型的单脉冲制导律；(3)在该二维曲面的基础上，引入可用基线比率指标对初始状态点集进行进一步筛选，通过指定绕飞面方位角，使所得到的有限曲面点集进一步退化为空间 中的一组直线段，并给出一种建立同时满足绕飞面仰角与方位角要求的封闭绕飞构型的单脉冲制导律。本发明提出了一整套封闭绕飞构型的遴选方法及其建立与重构的四(56)对比文件李兴龙.空间飞行器快速绕飞制导方法研究《.万方学位论文》.2013,全文.F. Sellmaier,et al..On-OrbitServicing Missions Challenges andSolutions for Spacecraft Operations.《SpaceOps 2010 Conference》.2010,全文.
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公开(公告)号：CN104765374A
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201510070074.7
申请日：2015-02-10
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，在绕飞起点位置，根据相对导航结果计算建立自然绕飞轨迹的速度增量，并输出给推力器执行；根据绕飞起点有效相对导航结果基于CW方程解析解外推计算当前时刻标称轨迹对应的相对位置；确定同一相位角标称轨迹对应的相对位置与相对导航结果的相对位置之间的位置偏差，如果超过预设阈值，则建立偏差标志，计算当前相位角对应的相对导航结果的相对速度与标称轨迹相对速度之间的速度偏差，根据所述位置偏差和速度偏差计算加速度控制量，根据加速度控制量计算脉冲输出指令。本发明能够修正由轨道摄动和执行机构误差引起的距离偏差，最大程度使飞行轨迹逼近无摄条件下的理想闭合椭圆，从而建立稳定绕飞轨迹。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN119309600A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411544142.4
申请日：2024-10-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 一种恒星和脉冲星信息融合的相对论导航基准偏差标校方法，在航天器上配置恒星角距测量敏感器和X射线探测器，通过恒星角距测量敏感器对恒星进行观测，提取航天器运动造成的恒星光行差，以及天体引力场导致的光线引力偏折这两类相对论效应中包含的导航信息；通过X射线探测器对脉冲星进行观测，获得脉冲到达时间差观测量；结合航天器和地球轨道动力学模型进行状态预测，通过扩展卡尔曼滤波器，处理恒星角距和脉冲到达时间差观测量，对状态预测值进行修正，获得航天器位置和速度、地心位置和速度，以及敏感器系统误差参数的估计值，从而实现对地球星历误差和敏感器系统误差这两类基准偏差的标校。本发明为提升相对论导航系统性能提供了新的途径。
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公开(公告)号：CN116039959B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310106661.1
申请日：2023-02-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及空间飞行器技术领域，特别涉及一种空间飞行器的规避机动控制方法及装置。其中，该方法包括：基于空间飞行器与一个威胁的位置和速度，确定是否改变所述空间飞行器的期望速度方向；基于所述空间飞行器与所述威胁的位置和最新的速度，构建所述空间飞行器的扰动矩阵；利用所述扰动矩阵对所述空间飞行器的最新的速度进行修正，得到所述空间飞行器的期望规避速度；基于所述期望规避速度和预设的轨道运动方程，得到所述空间飞行器的最终的轨控加速度，以将所述最终的轨控加速度作为所述空间飞行器的规避机动控制指令。本发明能够解决规避机动消耗的能量较高的技术问题。
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公开(公告)号：CN116039959A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310106661.1
申请日：2023-02-13
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及空间飞行器技术领域，特别涉及一种空间飞行器的规避机动控制方法及装置。其中，该方法包括：基于空间飞行器与一个威胁的位置和速度，确定是否改变所述空间飞行器的期望速度方向；基于所述空间飞行器与所述威胁的位置和最新的速度，构建所述空间飞行器的扰动矩阵；利用所述扰动矩阵对所述空间飞行器的最新的速度进行修正，得到所述空间飞行器的期望规避速度；基于所述期望规避速度和预设的轨道运动方程，得到所述空间飞行器的最终的轨控加速度，以将所述最终的轨控加速度作为所述空间飞行器的规避机动控制指令。本发明能够解决规避机动消耗的能量较高的技术问题。
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