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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
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 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
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01S11/02
Abstract: 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：CN117002753A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202311107481.1
申请日：2023-08-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，包括：确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量；计算卫星本次控制修正后的理论速度增量；计算定点捕获控制参数；上注轨控参数，实施轨道控制。本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法操作性强、易推广和使用，对任务实施有一定的指导意义。
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公开(公告)号：CN114063645B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202111340343.9
申请日：2021-11-12
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了基于偏心率倾角矢量的倾斜绕飞保持控制效果评估方法，根据地面测控系统的绝对定轨数据，针对基于高斯摄动方程建立编队控制模型的四脉冲构型保持控制过程，对构型参数捕获控制效果进行快速评估，并对四个脉冲的法向和切向控制轨控发动机推力效率分别进行标定，该方法提高了轨控精度，且可靠性高、操作性强、易推广和使用，对任务实施有重要的指导意义。
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公开(公告)号：CN109752737B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN201811407768.5
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种导航卫星星间Ka波段双向测量伪距预处理方法，具体按照：单向测量伪距、数据排序、提出、配对得到多对星间双向测量值、历元归算改正、消钟差组合、天线安装偏差改正和通道延时改正的步骤得到两个卫星之间的星间距。本本发明一种导航卫星星间Ka波段双向测量伪距的预处理方法，操作方法简单，能够更精确地测量两颗卫星质心位置的测距观测数据，测量得到的颗卫星质心位置的距离观测数据文件能够直接用于完成卫星轨道的确定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111338367B
公开(公告)日：2022-10-04
申请号：CN202010125714.0
申请日：2020-02-27
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。通过本发明的方法可以提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段，对航天器在轨运行有一定的经济效益。
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公开(公告)号：CN113379297A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110719347.1
申请日：2021-06-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06Q10/06 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种490N推力器轨道控制异常中断下的在轨评估方法，具体为：首先，计算推力器氧化剂质量秒流量、燃烧剂质量秒流量、10N推力器推进剂消耗量、490N推力器点火推进剂消耗量、卫星质量、推力器实测推力；然后计算轨控异常扰动开始时刻的理论轨道根数、推力器在卫星本体坐标系的分量、490N点火异常扰动开始时刻至中断时刻之间姿控推力器平均推力：再计算点火异常中断时刻的理论轨道根数，确定异常中断时刻的实测轨道根数，进行490N推力器标定，得到实际标定推力；最后评估490N推力器异常扰动开始至异常中断期间实际推力。本发明的在轨评估方法，可有效提高GEO卫星490N变轨异常中断后发动机推力评估精度。
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公开(公告)号：CN111338367A
公开(公告)日：2020-06-26
申请号：CN202010125714.0
申请日：2020-02-27
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。通过本发明的方法可以提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段，对航天器在轨运行有一定的经济效益。
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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
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01S11/02
Abstract: 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
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 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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