公开(公告)号：CN106092105A

公开(公告)日：2016-11-09

申请号：CN201610389967.2

申请日：2016-06-03

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 杨盛庆 ,  杜耀珂 ,  汪礼成 ,  完备 ,  贾艳胜 ,  沈阳 ,  王文妍

IPC: G01C21/24

CPC classification number: G01C21/24

Abstract: 一种近地卫星严格回归轨道的确定方法，在根据经验公式获取低阶次重力势场情形下回归轨道的轨道根数预估值的基础上，以轨道半长轴a和轨道倾角i为组合，根据轨道半长轴a和轨道倾角i与星下点经纬度的关系，基于高阶次重力势场模型的轨道递推模块，重复对轨道半长轴a和轨道倾角i进行迭代修正，以偏心率e和近地点幅角ω为组合，针对偏心率矢量极限环特性，采用平均法重复对偏心率e和近地点幅角ω进行迭代修正，直至升交点的回归精度满足设定值。本发明基于高精度轨道动力学来确定近地卫星严格回归轨道，确定的轨道对于空间目标点具有较高的回归精度，相较传统的基于低阶次重力势场的方法，高精度的轨道动力学更贴近实际、更具应用价值。

公开(公告)号：CN106094529A

公开(公告)日：2016-11-09

申请号：CN201610559700.3

申请日：2016-07-15

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 完备 ,  杜耀珂 ,  沈阳 ,  何煜斌 ,  崔佳 ,  汪礼成 ,  贾艳胜 ,  朱郁斐 ,  吴敬玉

IPC: G05B13/04

CPC classification number: G05B13/042

Abstract: 本发明涉及一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含：S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算编队保持控后偏差；S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。本发明能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。

公开(公告)号：CN106094529B

公开(公告)日：2018-08-17

申请号：CN201610559700.3

申请日：2016-07-15

Applicant: 上海航天控制技术研究所

Inventor： 完备 ,  杜耀珂 ,  沈阳 ,  何煜斌 ,  崔佳 ,  汪礼成 ,  贾艳胜 ,  朱郁斐 ,  吴敬玉

IPC: G05B13/04

Abstract: 本发明涉及一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法，包含：S1、在卫星运行过程中，完成当前编队保持控制之后，确定相对导航结果，即计算编队保持控后偏差；S2、根据相对导航结果，计算相对半长轴；S3、根据相对半长轴，以及当前编队保持控制策略，计算目标函数的最小值，从而得到下次编队保持控制中的推力标定系数；S4、根据下次编队保持控制中的推力标定系数以及编队保持控制策略，生成下次编队保持实际控制量，完成下次编队保持控制；S5、重复S1～S4，实现推力器的长期在轨自主标定。本发明能够实现复杂任务条件下同时对多方向推力器进行标定，显著提高标定效率和标定精度，减少燃料消耗；同时提高卫星自主化运行能力和水平。