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公开(公告)号：CN110132261B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN201811365986.7
申请日：2018-11-16
申请人： 中国西安卫星测控中心
摘要： 本发明公开了一种基于数值拟合的高精度星上轨道预报方法，首先获得包括最新太阳辐射流量和地磁指数在内的大气环境参数，卫星星体参数以及卫星最新的精密轨道根数，结合星体和空间环境参数，利用地面高精度数值法进行轨道预报，获得一组预报弧段内卫星瞬时轨道根数，然后转换为平均根数进行数值拟合，得到每个轨道根数的变化项系数，根据星上预报精度要求上注多组初轨进行分段外推，根据上注的初始轨道根数及变化项系数进行轨道预报，得到预报时刻卫星的平均根数，如果预报精度要求较高，注入多组初值进行分阶段预报，将预报时刻卫星的平均根数转换为瞬时根数，从而得到卫星的瞬时位置，本发明解决了现有技术中存在的星上轨道预报精度差的问题。
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公开(公告)号：CN105825058A
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201610152528.X
申请日：2016-03-17
申请人： 中国西安卫星测控中心
IPC分类号： G06F19/00
CPC分类号： G06F19/00
摘要： 本发明提供了一种超稀疏雷达数据摄动补偿初轨计算方法，根据测量数据信息，建立时间转移方程，融合轨道选优思想，在二体意义下计算多圈转移情况下的方程解，在此基础上，考虑一定精度的摄动补偿，对时间转移方程的解进行修正迭代，直到得到满足解析摄动条件的初始轨道根数。本发明有效解决了一升一降两点数据时间间隔较长、传统的初轨计算方法不适用的问题，且满足轨道改进对初轨精度的要求，填补了我国在超稀疏雷达数据大时间跨度情况下的高精度初轨确定方面的空白。
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公开(公告)号：CN103439704A
公开(公告)日：2013-12-11
申请号：CN201310314991.6
申请日：2013-07-24
申请人： 中国西安卫星测控中心
IPC分类号： G01S11/02
摘要： 本发明公开了一种基于虚拟站的三程观测数据处理方法，属于航天测量与控制领域，该方法首先设置虚拟站M，所述虚拟站M位于发射站S与接收站R的中点；计算基于虚拟站的理论测距观测量ρM；使用ρM代替基于发射站S与接收站R的理论测距观测量ρC；计算基于虚拟站的理论测速观测量使用代替基于发射站S与接收站R的理论测速观测量本发明的有益效果是：基于虚拟站的理论观测量计算简单快捷，满足计算精度要求，可以用来替代计算复杂的基于发射站S与接收站R的理论观测量，在航天测控领域可以进行推广。
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公开(公告)号：CN103364836A
公开(公告)日：2013-10-23
申请号：CN201310312100.3
申请日：2013-07-23
申请人： 中国西安卫星测控中心
摘要： 本发明公开了一种月球探测器落点预报方法，属于航天测量与控制领域，该方法利用多星并行高精度轨道计算系统处理统一S波段跟踪数据以及甚长基线干涉测量数据，对月球探测器进行精密轨道确定；对月球表面地形高度进行插值，建立月球地形模型，利用月固系的位置矢量计算月球探测器月面高度；直接预报探测器星历和月面高度。本发明通过验证结果表明，本方法在月球探测器落点预报中位置精度较高，落点时刻预报准确。该方法解决了嫦娥一号撞击月球的时刻和位置的计算问题，以及为嫦娥三期探测器月球软着陆做技术准备。本发明中的方法技术在“嫦娥一号”（CE-1）“硬着陆式”撞月试验中得到了有效的验证。
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公开(公告)号：CN110132261A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201811365986.7
申请日：2018-11-16
申请人： 中国西安卫星测控中心
摘要： 本发明公开了一种基于数值拟合的高精度星上轨道预报方法，首先获得包括最新太阳辐射流量和地磁指数在内的大气环境参数，卫星星体参数以及卫星最新的精密轨道根数，结合星体和空间环境参数，利用地面高精度数值法进行轨道预报，获得一组预报弧段内卫星瞬时轨道根数，然后转换为平均根数进行数值拟合，得到每个轨道根数的变化项系数，根据星上预报精度要求上注多组初轨进行分段外推，根据上注的初始轨道根数及变化项系数进行轨道预报，得到预报时刻卫星的平均根数，如果预报精度要求较高，注入多组初值进行分阶段预报，将预报时刻卫星的平均根数转换为瞬时根数，从而得到卫星的瞬时位置，本发明解决了现有技术中存在的星上轨道预报精度差的问题。
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公开(公告)号：CN105825058B
公开(公告)日：2018-04-13
申请号：CN201610152528.X
申请日：2016-03-17
申请人： 中国西安卫星测控中心
IPC分类号： G06F19/00
摘要： 本发明提供了一种超稀疏雷达数据摄动补偿初轨计算方法，根据测量数据信息，建立时间转移方程，融合轨道选优思想，在二体意义下计算多圈转移情况下的方程解，在此基础上，考虑一定精度的摄动补偿，对时间转移方程的解进行修正迭代，直到得到满足解析摄动条件的初始轨道根数。本发明有效解决了一升一降两点数据时间间隔较长、传统的初轨计算方法不适用的问题，且满足轨道改进对初轨精度的要求，填补了我国在超稀疏雷达数据大时间跨度情况下的高精度初轨确定方面的空白。
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公开(公告)号：CN104914458A
公开(公告)日：2015-09-16
申请号：CN201510249370.3
申请日：2015-05-15
申请人： 中国西安卫星测控中心
摘要： 本发明提供了一种月球探测器射入转移轨道确定方法，以建立月球探测器与火箭分离时刻力模型为基础，联合火箭分离前和分离后高精度的全球卫星导航定位数据，解算分离前和分离后的火箭轨道参数；进而，运用动量守恒定律，解算分离时刻月球探测器与火箭分离力、火箭瞬时空间姿态(分离力方向)；最后，得到发射段月球探测器入轨转移轨道计算结果。本发明能够获得较高精度的月球探测器射入转移轨道，为月球探测器后续的中途修正提供较高精度的初始轨道。
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公开(公告)号：CN103439704B
公开(公告)日：2015-05-13
申请号：CN201310314991.6
申请日：2013-07-24
申请人： 中国西安卫星测控中心
IPC分类号： G01S11/02
摘要： 本发明公开了一种基于虚拟站的三程观测数据处理方法，属于航天测量与控制领域，该方法首先设置虚拟站M，所述虚拟站M位于发射站S与接收站R的中点；计算基于虚拟站的理论测距观测量ρM；使用ρM代替基于发射站S与接收站R的理论测距观测量ρC；计算基于虚拟站的理论测速观测量使用代替基于发射站S与接收站R的理论测速观测量本发明的有益效果是：基于虚拟站的理论观测量计算简单快捷，满足计算精度要求，可以用来替代计算复杂的基于发射站S与接收站R的理论观测量，在航天测控领域可以进行推广。
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公开(公告)号：CN104914458B
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201510249370.3
申请日：2015-05-15
申请人： 中国西安卫星测控中心
摘要： 本发明提供了一种月球探测器射入转移轨道确定方法，以建立月球探测器与火箭分离时刻力模型为基础，联合火箭分离前和分离后高精度的全球卫星导航定位数据，解算分离前和分离后的火箭轨道参数；进而，运用动量守恒定律，解算分离时刻月球探测器与火箭分离力、火箭瞬时空间姿态(分离力方向)；最后，得到发射段月球探测器入轨转移轨道计算结果。本发明能够获得较高精度的月球探测器射入转移轨道，为月球探测器后续的中途修正提供较高精度的初始轨道。
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