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公开(公告)号：CN117208231B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202311103639.8
申请日：2023-08-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，包括：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量；计算卫星正常入轨情况下初始远、近地点速度；计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度；计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量；计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度。本发明针对GEO卫星入轨异常情况下核算卫星推进剂是否满足任务需求问题，提供一种精度好、可操作性强、易推广和使用的燃料快速核算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。
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公开(公告)号：CN114676580A
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202210332547.6
申请日：2022-03-31
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明的一种卫星对地观测过顶时刻快速高精度计算方法，计算多个时间点处的卫星轨道根数和星下点与目标点的地面距离；对比相邻时间点处星下点与目标点的地面距离，得到所有存在地面距离极小值点的区间；在各区间内采用一维搜索算法求解星下点与目标点地面距离的极小值和对应的时刻；若某个区间内的地面距离极小值小于等于卫星对地观测的等效幅宽，则相应时刻为卫星观测目标的过顶时刻；对所有过顶时刻按时间先后次序排序，得到指定时段内卫星观测地面目标的所有过顶时刻；本发明首先查找过顶时刻可能区间，利用一维搜索算法在较小区间内精确获得过顶时刻，避免了对过顶时刻的大范围重复搜索计算，具备计算速度快、计算精度高、适应度广的优点。
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公开(公告)号：CN114676580B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202210332547.6
申请日：2022-03-31
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明的一种卫星对地观测过顶时刻快速高精度计算方法，计算多个时间点处的卫星轨道根数和星下点与目标点的地面距离；对比相邻时间点处星下点与目标点的地面距离，得到所有存在地面距离极小值点的区间；在各区间内采用一维搜索算法求解星下点与目标点地面距离的极小值和对应的时刻；若某个区间内的地面距离极小值小于等于卫星对地观测的等效幅宽，则相应时刻为卫星观测目标的过顶时刻；对所有过顶时刻按时间先后次序排序，得到指定时段内卫星观测地面目标的所有过顶时刻；本发明首先查找过顶时刻可能区间，利用一维搜索算法在较小区间内精确获得过顶时刻，避免了对过顶时刻的大范围重复搜索计算，具备计算速度快、计算精度高、适应度广的优点。
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公开(公告)号：CN117002753B
公开(公告)日：2024-03-15
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：CN117213883A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311107504.9
申请日：2023-08-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的基于微分修正的太阳同步冻结轨道双脉冲推力标定方法，首先将两脉冲速度增量反解为解析解，然后采用微分修正的方法以半长轴实际改变量为目标函数，对两脉冲控制量进行迭代寻优，从而得到实际速度增量，再以理论速度增量和反解的实际速度增量求比的形式，给出两脉冲每次变轨时推力器效率的评估结果，同时给出第一脉冲控后、第二脉冲控前的轨道参数。满足了工程需求，实现了对两次轨道机动推力分别评估的目标，标定的推力系数可以用于下一次轨道机动的推力估计，并修正基于肼燃料推进系统执行太阳同步冻结轨道同轨双脉冲控制的点火时长，对提高航天器以同类型推力器进行轨道机动的精度、进行轨道控制误差估计有很好的指导意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114004087B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202111282554.1
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本申请涉及一种地面测控资源配置优化方法和装置。所述方法包括：将航天器测控任务分解成多个原子型任务，得到其备选可用弧段集合和可执行弧段冲突集合。使用备选可用弧段完成各原子型任务，根据各原子型任务的各个备选可用弧段的执行状态构建二值型决策向量，建立描述原子型任务在地面测控资源分配中相互制约关系的地面测控资源配置约束模型，并根据航天器用户方和地面测控设备管理方对测控设备的不同需求构建双层优化目标，以引导可回溯并行最佳优先搜索过程求解地面测控资源配置优化问题，得到地面测控资源配置优化方案包。上述方法兼顾任务满足情况和设备利用情况，能灵活适应不同用户需求和测控设备部署条件下的测控资源优化配置的要求。
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公开(公告)号：CN113609673A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110889719.5
申请日：2021-08-05
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，包括计算卫星各个推力器的推力大小；各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量；轨道控制期间姿控推力器工作时间长度；卫星变轨期间轨控/姿控推力器平均推力、综合推力；综合推力至轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角；综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵；计算姿轨耦合下的姿态修正补偿量。本发明通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响，修正补偿东四平台变轨控制姿态，将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，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：CN117208231A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311103639.8
申请日：2023-08-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的基于卫星推进剂约束的GEO卫星最低入轨高度计算方法，包括：计算卫星推进剂可以产生的总速度增量；计算卫星正常入轨情况下初始远、近地点速度；计算卫星地球静止轨道对应的远地点速度；计算卫星由正常标称转移轨道控制至地球静止轨道时所需速度增量；计算卫星可用于进行入轨异常轨道控制的剩余速度增量；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小近地点速度；计算卫星入轨异常情况下转移轨道需满足的最小远地点高度。本发明针对GEO卫星入轨异常情况下核算卫星推进剂是否满足任务需求问题，提供一种精度好、可操作性强、易推广和使用的燃料快速核算方法，可有效提高GEO卫星入轨异常情况下的推进剂核算效率。
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公开(公告)号：CN113609673B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202110889719.5
申请日：2021-08-05
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种东四平台小推力姿轨耦合控制下的姿态补偿方法，包括计算卫星各个推力器的推力大小；各个推力器推力在卫星本体坐标系的分量；轨道控制期间姿控推力器工作时间长度；卫星变轨期间轨控/姿控推力器平均推力、综合推力；综合推力至轨控推力器平均推力的法向矢量和夹角；综合推力方向至轨控推力方向的转换矩阵；计算姿轨耦合下的姿态修正补偿量。本发明通过在小推力轨道控制过程中计算姿轨耦合的实际影响，修正补偿东四平台变轨控制姿态，将变轨姿态调整为轨控推力和姿态控制的合力方向，可提高东四平台卫星在利用小推力转移轨道控制过程中的燃料利用率和轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，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：CN113859587B
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202111131261.3
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种巨型低轨星座卫星绝对站位保持方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、根据卫星单位时间内的轨道确定结果作为定轨数据，计算卫星平半长轴衰减速率；步骤2、根据星座绝对站位保持区间要求，即卫星轨道实际相位相对于理论相位的偏差，结合步骤1得到的卫星平半长轴衰减速率，计算得到绝对站位保持半长轴理论控制量：步骤3、将步骤2得到的绝对站位保持半长轴理论控制量通过轨道预报计算相位偏差，经过迭代修正后得到绝对站位保持半长轴精确控制量。本发明原理简单，可操作性强，易推广和使用，解决了现有技术中对巨型低轨星座卫星自主保持控制计算效率低的问题。
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