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公开(公告)号：CN116188740A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211331794.0
申请日：2022-10-28
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 中国人民解放军63921部队
IPC: G06T19/20
Abstract: 本发明提供了一种空间态势覆盖波束三维展示方法及装置，涉及三维态势展示技术领域，包括：以卫星的波束起点P为原点建立波束本体坐标系；在波束本体坐标系XbObYbZb下建立空间圆锥模型；在空间圆锥模型的底面圆上均匀的选取n个点Pi；建立以地心为原点的地球坐标系ECEF；将点Pi的坐标转换到地球坐标系ECEF下，获得地球坐标系ECEF下的坐标Pi′；计算该母线与地球交点作为边界区域绘制点，并生成顶点绘制队列；在波束本体坐标系XbObYbZb下，绘制波束几何体，并根据波束边界顶点绘制队列，绘制波束边界；在地球坐标系ECEF下对波束进行显示。本申请对波束的边界进行了绘制，可清晰的表示出波束覆盖范围，从而适应多工况下地面覆盖表现需求。
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公开(公告)号：CN112631981A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011538381.0
申请日：2020-12-23
Applicant: 中国人民解放军63921部队
Abstract: 本发明提供了一种模拟训练可靠容错仿真引擎，包括主运行计算机、备份计算机、分布式异构存储数据库，在主运行计算机上配置主仿真引擎，在备份计算机上配置备份仿真引擎，分布式异构存储数据库用于实时存储仿真对象的状态数据，以及实时存储交互指令，主仿真引擎和备份仿真引擎均可对分布式存储数据库进行存储操作；还包括实时故障检测单元，在检测到异常状态时根据异常状态的类别进行恢复。在出现故障时，不需要重新启动软件或计算机重新开始训练，不会对模拟训练造成影响，为一些不允许重新开始的模拟训练任务提供了重要的保障。使用此容错仿真引擎，操作简单、部署方便，断点恢复可从分布存储的数据进行恢复，断点恢复可靠性高。
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公开(公告)号：CN118862520A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411327227.7
申请日：2024-09-23
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
Abstract: 本申请涉及一种基于椭圆曲线模拟的运载火箭上升段弹道构建方法。所述方法包括：计算发射点和入轨点弹下点之间的球面弧长和二者连线的方位角；根据椭圆曲线的半长轴长度和半短轴长度计算得到上升段弹道总长度；利用上升段弹道总长度计算得到加速度模型的初始加速度和模型系数；对模型系数进行修正后建立映射数据表，根据模型系数计算上升段飞行时间内任意时间对应的弧长；根据弧长按照映射数据表进行插值运算，利用弧长对应的真近点角计算得到弹下点经度和弹下点纬度；根据弹下点高度、弹下点经度和弹下点纬度生成运载火箭上升段弹道。采用本方法能够快速、稳定构建运载火箭上升段弹道。
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公开(公告)号：CN118657003B
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411148726.X
申请日：2024-08-21
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种月球近直线晕轨道生成方法、装置、设备及介质。所述方法包括：构建月球L2坐标系；基于高精度力模型进行数值积分，从初始点积分至降轨过L2坐标系XZ平面时刻，得到当前时刻的远月点月心距并继续积分至升轨过L2坐标系XZ平面时刻，得到当前时刻的近月点月心距；建立数值积分条件下月球近直线晕轨道初始点在月球L2坐标系中位置的X坐标和速度的Y坐标与远月点月心距和近月点月心距的映射关系；采用牛顿迭代法根据偏差和映射关系对待求解参数进行的迭代修正，直至远月点月心距偏差和近月点月心距偏差同时小于预先设置的阈值时，得到求解结果。采用本方法能够基于数值计算实现轨道生成。
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公开(公告)号：CN116701823A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310981874.9
申请日：2023-08-07
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质，该方法包括：基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器的最高点高度；基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。本发明应用于航天任务总体设计和软件开发领域，基于航天器二体理论，无需数值积分即可获得交会点空间范围，不仅计算快捷简便，而且物理意义清晰、响应参数变化便捷，可有效地应用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116070060A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202310063787.5
申请日：2023-01-13
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明提供了一种转移轨道类型选择方法及装置、计算机设备及存储介质，涉及航天器轨道转移技术领域，包括：确定航天器初始点地心距r1，终点地心距r2，初始点和终点的地心角θ，轨道转移时间t；对初始点和终点的地心角θ和轨道转移时间t做归一化处理，以获得归一化的地心角θ′和轨道转移时间t′；根据归一化的地心角θ′和轨道转移时间t′，构建用于选择转移轨道类型的关系判据；所述关系判据为归一化的地心角θ′和轨道转移时间t′构成的关系式；其中，所述转移轨道按照转移轨道虚焦点位置的不同，划分为第Ⅰ类转移轨道和第Ⅱ类转移轨道；按所述转移轨道类型之间的关系判据，选择转移轨道类型。本申请提供了不依赖于具体初始条件的判据。
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公开(公告)号：CN118964788B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411447201.6
申请日：2024-10-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
IPC: G06F17/10 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种面向弹道中段机动突防的弹道生成方法。所述方法包括：定义落点坐标系、速度坐标系和弹体坐标系；在落点坐标系中构建弹道导弹的动力学方程表达式；动力学方程表达式包括待求解的推力矢量和气动力矢量；根据推力大小、速度坐标系到落点坐标系的坐标转换矩阵和弹体坐标系到速度坐标系的坐标转换矩阵计算推力矢量；通过使机动突防的变轨速度增量方向垂直于预计的拦截弹拦截方向，同时使机动变轨后的落点偏差最小对推力矢量中控制量进行求解，得到机动变轨速度增量；利用机动变轨速度增量的方向计算弹道生成中的推力，进而计算得到弹道导弹的动力学方程实现弹道生成。采用本方法能够实现中段机动突防弹道生成。
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公开(公告)号：CN119046570A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411153763.X
申请日：2024-08-21
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
IPC: G06F17/10
Abstract: 本申请涉及一种DRO轨道的变轨迭代初值计算方法、装置、设备及介质。所述方法包括：根据DRO轨道在月球L2坐标系中过X轴的点位置坐标和初始轨道历元进行插值，利用DRO轨道周期值计算得到过X轴时的历元时刻；根据当前时刻的DRO轨道月心高度和过X轴时的历元时刻选择速度插值表；从选择的速度插值表中获取转移轨道飞行时长和变轨速度增量；利用转移轨道飞行时长和变轨速度增量确定变轨速度增量方位角，再根据变轨速度增量方位角和过X轴的点位置坐标计算得到转移轨道变轨速度增量矢量在L2坐标系中的值；转移轨道变轨速度增量矢量为变轨迭代初值。采用本方法能够实现月球DRO轨道的变轨迭代初值计算。
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公开(公告)号：CN118862520B
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411327227.7
申请日：2024-09-23
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司
Abstract: 本申请涉及一种基于椭圆曲线模拟的运载火箭上升段弹道构建方法。所述方法包括：计算发射点和入轨点弹下点之间的球面弧长和二者连线的方位角；根据椭圆曲线的半长轴长度和半短轴长度计算得到上升段弹道总长度；利用上升段弹道总长度计算得到加速度模型的初始加速度和模型系数；对模型系数进行修正后建立映射数据表，根据模型系数计算上升段飞行时间内任意时间对应的弧长；根据弧长按照映射数据表进行插值运算，利用弧长对应的真近点角计算得到弹下点经度和弹下点纬度；根据弹下点高度、弹下点经度和弹下点纬度生成运载火箭上升段弹道。采用本方法能够快速、稳定构建运载火箭上升段弹道。
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公开(公告)号：CN117556584A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311033625.3
申请日：2023-08-16
Applicant: 长沙翔宇信息科技有限公司 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/18 , G06F119/02
Abstract: 本申请涉及一种二级运载火箭直接入轨弹道设计方法及装置。所述方法包括：根据航程、初始俯仰角、二级游机关机时间进行计算，得到零攻角飞行结束至第二级主机关机期间俯仰角变化率和第二级主机关机至第二级游机关机期间俯仰角变化率；根据二级游机关机时间、零攻角飞行结束至第二级主机关机期间俯仰角变化率和第二级主机关机至第二级游机关机期间俯仰角变化率进行计算，得到二级俯仰角参数；利用二级运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级游机关机时间、二级俯仰角参数、发射方位角、预先获取的一级俯仰角参数和二级主机关机时间进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。
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