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公开(公告)号：CN119329783A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411426453.0
申请日：2024-10-14
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请涉及卫星轨道控制技术领域，尤其涉及一种地月L2点Halo轨道卫星半解析调姿卸载方法和装置，以提高卫星主动卸载姿态的计算效率和准确度。包括：基于卫星在当前轨道运行时的基本信息，确定轨道维持所需的初始速度增量，基于初始速度增量，在当前轨道维持方向上，确定轨道维持的期望速度增量；在基准坐标系下，通过方位角和俯仰角表示调姿卸载剩余速度增量；在基准坐标系下，以调姿卸载剩余速度增量为优化目标，对方位角和俯仰角进行寻优，根据寻优得到的方位角和俯仰角确定参考调姿卸载姿态；获取参考调姿卸载姿态对应的方向上的实际轨道维持速度增量，根据实际轨道维持速度增量对参考调姿卸载姿态进行修正，确定卫星的目标卸载姿态。
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公开(公告)号：CN119117298A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411420288.8
申请日：2024-10-12
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本申请公开了一种卫星控制方法及装置，涉及航天器轨道控制技术领域，用以提高确定卸载动量轮的最优姿态的准确性。该方法包括：第一设备获取第一指示信息。其中，第一指示信息用于指示将卫星姿态调整为目标姿态。第一设备根据粒子群全局优化算法对姿态角进行寻优处理获得第一卸载剩余速度增量。其中，第一卸载剩余速度增量为任一方向的卸载剩余速度增量中数值最小的剩余速度增量，卸载剩余速度增量为在动量轮卸载产生的速度增量与卫星轨道维持速度增量的差值。第一设备根据卸载剩余速度增量与卫星姿态的对应关系确定第一卸载剩余速度增量对应的姿态，并将第一卸载剩余速度增量对应的姿态作为目标姿态。第一设备将卫星姿态调整为目标姿态。
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公开(公告)号：CN114964215B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202210363872.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。
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公开(公告)号：CN113310496B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202110508133.X
申请日：2021-05-08
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/24 , G01C21/16 , G06F30/20 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种确定月地转移轨道的方法及装置，该方法为：根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地转移时间，确定预设再入点的再入时间初始值；确定预设再入点的月地转移轨道根数，根据再入时间初始值和月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；对二体模型下的月地转移轨道进行修正，获得高精度模型下目标月地转移轨道；根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定月(56)对比文件CN 107908835 A,2018.04.13CN 110096726 A,2019.08.06CN 110733667 A,2020.01.31张磊 等.绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法《.宇航学报》.2014,第35卷(第12期),1388-1395.本立言;严玲玲;谢祥华;张锐;王国际.直接再入大气的月地转移轨道设计.北京航空航天大学学报.2020,(02),50-56.沈红新;周建平;彭祺擘;李海阳.载人登月定点返回轨道设计与特性分析.中国科学:技术科学.2012,(09),57-65.
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公开(公告)号：CN113569391A
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202110770094.0
申请日：2021-07-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G01C21/24 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质，涉及航天技术领域。该方法提供了一种可以适用于探测器的入轨能量偏差较大的情况的地月转移轨道参数确定方法，提出了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等参数，可以根据探测器的实际入轨偏差状态，控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点，再次实施地月转移机动。相较于采用中途修正策略修正探测器的半长轴偏差的方式，该方法可以大大降低探测器的推进剂消耗。且，该方法可以引入B平面参数确定目标地月转移机动速度增量，可以相对提高计算过程中的收敛速度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103512574A
公开(公告)日：2014-01-15
申请号：CN201310418426.4
申请日：2013-09-13
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明涉及一种基于小行星序列图像的深空探测器光学导航方法，给出一种深空探测器与小行星快速交会时，基于小行星交会图像序列的光学导航方法。针对深空探测器在无姿态调整、无轨道维持的自由飞行状态下与小行星的近距离交会模式，建立相对匀速直线平动下的多视几何约束关系；将约束关系与多视几何解算模型相结合，计算世界坐标系下探测器成像点与小行星特征点的坐标；根据坐标计算探测器与小行星的最近交会距离、交会角度，以及位置随时间变化关系等空间导航信息。本发明能够对交会距离、交会角度和运动轨迹进行严格计算，精度比基于地基测量的导航方法有很大的提高。
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公开(公告)号：CN119975838A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202411331045.7
申请日：2024-09-24
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种进入月球大椭圆冻结轨道的控制方法和装置，包括：基于卫星的第一次近月制动后的轨道，根据粒子群算法对远月机动脉冲进行优化求解，得到远月机动的脉冲初值。远月机动的脉冲初值表示在远月机动时刻的初值时卫星的速度增量初值。当脉冲初值对应的终端参数偏差小于阈值时，根据远月机动的脉冲初值和第二次近月制动的目标半长轴初值，基于牛顿迭代法对远月机动和第二次近月制动进行联合规划，直至第三次近月点时刻的轨道参数偏差小于收敛门限时，确定出远月机动的控制参数和第二次近月制动的控制参数，并计算出第三次近月制动的控制参数，实现精确计算出进入月球大椭圆冻结轨道的控制参数。
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公开(公告)号：CN119872928A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510118583.6
申请日：2025-01-24
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 一种月球轨道卫星的角动量预报方法、装置及电子设备。该方法包括：获取卫星历史角动量与姿态四元数遥测数据，以角动量快速变化过程为节点将其划分为多个周期，对各周期内的角动量与姿态四元数实施多项式拟合，以补全并平滑由于测控约束导致缺失的数据。基于补全后的历史角动量和姿态四元数，计算指定步长内卫星在本体系下的历史角动量增量。基于卫星星历计算卫星太阳光压面积最大的本体轴与太阳位置矢量在本体系下的历史夹角。利用预设阶数的正弦和模型，对上述历史夹角与其对应的历史角动量增量进行拟合，获取本体系三轴方向拟合系数，构建角动量增量拟合模型。采用该模型预测卫星在本体系下的角动量预报值，实现角动量的精准预测。
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公开(公告)号：CN119460172A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411448373.5
申请日：2024-10-17
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种轨迹优化方法、探测器及电子设备，用于提高探测器求解燃料最优时探测器运动轨迹的精确度。该方法包括：确定同伦算法的同伦参数序列，所述同伦参数序列是非线性递减的序列；利用同伦参数序列，对探测器燃料最优时确定的协态初值进行迭代更新，得到预估协态初值，其中迭代次数是根据同伦参数序列中同伦参数的数量确定的；利用预估协态初值确定探测器的运动状态，并生成探测器的最优轨迹。
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公开(公告)号：CN113569391B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202110770094.0
申请日：2021-07-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G01C21/24 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质，涉及航天技术领域。该方法提供了一种可以适用于探测器的入轨能量偏差较大的情况的地月转移轨道参数确定方法，提出了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等参数，可以根据探测器的实际入轨偏差状态，控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点，再次实施地月转移机动。相较于采用中途修正策略修正探测器的半长轴偏差的方式，该方法可以大大降低探测器的推进剂消耗。且，该方法可以引入B平面参数确定目标地月转移机动速度增量，可以相对提高计算过程中的收敛速度。
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