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公开(公告)号：CN114970341B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202210551541.8
申请日：2022-05-18
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F30/27 , G06N20/00 , G06F18/15 , G06F18/2431 , G06F18/213 , G06Q50/40
Abstract: 本发明是关于一种基于机器学习的低轨卫星轨道预报精度提升模型建立方法。包括：采用精密数值外推软件生成全动力学模型下的轨道真值数据XTrue，预设动力学模型下的轨道估计数据XEst和轨道预测数据XPre；根据XTrue和XPre得到轨道真值误差，根据XEst和XPre得到轨道相对预报误差；基于XGBoost模型，以轨道真值误差为目标变量确定预设输入特征变量，并进行归一化处理；将归一化处理后的预设输入特征变量和目标变量利用XGBoost模型进行分析，选取决定系数R2最大的预设输入特征变量组合，作为关键输入特征变量；根据归一化处理后的关键输入特征变量和目标变量对XGBoost模型进行超参数寻优，得到最优超参数；将关键输入特征变量、目标变量和最优超参数输入XGBoost模型进行训练，获得预报精度提升模型。
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公开(公告)号：CN115877370B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310213122.8
申请日：2023-03-08
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明是关于一种利用双雷达距离与方位角快速计算航天器轨道的方法，涉及航天器工程技术领域。该方法包括：忽略两个雷达的时间同步误差，分别建立在相同时刻的双雷达距离和方位角测量的线性方程组，近似求解历元时刻的位置参数；计算近似速度参数，获取两个历元时刻的初始轨道参数；基于第一个历元时刻的轨道参数，计算后续三个历元时刻的初始级数；求解第一个历元时刻的位置和速度参数，循环迭代，直至求解出第一个历元时刻航天器精确的位置和速度参数。本发明可忽略恒星时的计算，仅考虑地球自转影响，简化了地心地固坐标系和惯性坐标系之间的复杂转换计算，弥补了传统航天器轨道快速计算方法必须依赖俯仰角和方位角形成完整光学测量的不足。
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公开(公告)号：CN111238489A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010202175.6
申请日：2020-03-20
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种低轨卫星大气阻力摄动建模和计算方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、建立卫星的Box-Wing模型；步骤2、建立分段线性大气阻力摄动模型；步骤3、根据步骤1建立的Box-Wing模型和步骤2建立的分段线性大气阻力摄动模型，计算t时刻折线形大气阻力摄动加速度。利用本发明的方法计算卫星的大气阻力摄动，能够克服传统的单一大气阻力因子难以精确描述大气变化引起的大气阻力摄动计算误差，有效提高定轨精度，为低轨卫星的精密定轨，特别是在磁暴等特殊条件下的精密定轨提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN116734864B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311017608.0
申请日：2023-08-14
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本公开关于一种常值观测偏差条件下航天器自主相对导航方法。该方法包括：获取从航天器的初始的相对运动状态；根据非线性轨道动力学模型计算从航天器的相对运动状态的数值积分；基于卡尔曼滤波计算模型以相对测量的常值观测偏差作为估计对象，并以相对测量的随机误差作为校正条件；通过非线性轨道动力学模型和卡尔曼滤波计算模型求得修正的相对运动状态；并进行迭代计算从而得到最终的相对运动状态。本公开通过采用非线性轨道动力学模型，获取高精度数值解。并通过闭环标校相对测量常值观测偏差并实时补偿相对测量的扩展卡尔曼滤波计算策略，实现相对运动状态的快速精确估计，使相对导航方法对相对测量的常值观测偏差具有快速检测和抑制效果。
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公开(公告)号：CN115877370A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202310213122.8
申请日：2023-03-08
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明是关于一种利用双雷达距离与方位角快速计算航天器轨道的方法，涉及航天器工程技术领域。该方法包括：忽略两个雷达的时间同步误差，分别建立在相同时刻的双雷达距离和方位角测量的线性方程组，近似求解历元时刻的位置参数；计算近似速度参数，获取两个历元时刻的初始轨道参数；基于第一个历元时刻的轨道参数，计算后续三个历元时刻的初始级数；求解第一个历元时刻的位置和速度参数，循环迭代，直至求解出第一个历元时刻航天器精确的位置和速度参数。本发明可忽略恒星时的计算，仅考虑地球自转影响，简化了地心地固坐标系和惯性坐标系之间的复杂转换计算，弥补了传统航天器轨道快速计算方法必须依赖俯仰角和方位角形成完整光学测量的不足。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117367436B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311677862.3
申请日：2023-12-08
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本申请是关于一种星间相对测量线性时变误差的实时估计方法。该方法通过地面测量系统测量主航天器和从航天器的准确相对轨道参数，利用主航天器测量主航天器和从航天器的测量相对轨道参数，并根据准确相对轨道参数和测量相对轨道参数获得相对轨道误差；通过地面测量系统测量主航天器和从航天器的准确相对测量参数，利用主航天器测量主航天器和从航天器的测量相对测量参数，并根据准确相对测量参数和测量相对测量参数获得相对测量线性时变误差；并由此构建相对测量线性时变误差的未知参数与相对轨道误差之间的解析模型；求解解析模型以对相对测量线性时变误差的未知参数进行实时估计，本申请实现了对星间相对测量线性时变
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公开(公告)号：CN116734864A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202311017608.0
申请日：2023-08-14
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本公开关于一种常值观测偏差条件下航天器自主相对导航方法。该方法包括：获取从航天器的初始的相对运动状态；根据非线性轨道动力学模型计算从航天器的相对运动状态的数值积分；基于卡尔曼滤波计算模型以相对测量的常值观测偏差作为估计对象，并以相对测量的随机误差作为校正条件；通过非线性轨道动力学模型和卡尔曼滤波计算模型求得修正的相对运动状态；并进行迭代计算从而得到最终的相对运动状态。本公开通过采用非线性轨道动力学模型，获取高精度数值解。并通过闭环标校相对测量常值观测偏差并实时补偿相对测量的扩展卡尔曼滤波计算策略，实现相对运动状态的快速精确估计，使相对导航方法对相对测量的常值观测偏差具有快速检测和抑制效果。
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公开(公告)号：CN115326077B
公开(公告)日：2023-02-07
申请号：CN202211251494.1
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本公开实施例是关于一种适用于小偏心率轨道的短弧光学测量初轨确定方法。包括：通过单点光学测量方法或短弧多点测量方法求得半长轴和真近点角；将偏心率、倾角、升交点赤经和近地点幅角都设置为0；根据求得的所述半长轴和所述真近点角确定初始历元时刻的初轨。本公开实施例实现了利用地面光学测量数据，推导出单个历元时刻地球静止卫星初轨确定的解析方程。
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公开(公告)号：CN111238489B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202010202175.6
申请日：2020-03-20
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种低轨卫星大气阻力摄动建模和计算方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、建立卫星的Box‑Wing模型；步骤2、建立分段线性大气阻力摄动模型；步骤3、根据步骤1建立的Box‑Wing模型和步骤2建立的分段线性大气阻力摄动模型，计算t时刻折线形大气阻力摄动加速度。利用本发明的方法计算卫星的大气阻力摄动，能够克服传统的单一大气阻力因子难以精确描述大气变化引起的大气阻力摄动计算误差，有效提高定轨精度，为低轨卫星的精密定轨，特别是在磁暴等特殊条件下的精密定轨提供了技术支持。
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公开(公告)号：CN115326077A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202211251494.1
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本公开实施例是关于一种适用于小偏心率轨道的短弧光学测量初轨确定方法。包括：通过单点光学测量方法或短弧多点测量方法求得半长轴和真近点角；将偏心率、倾角、升交点赤经和近地点幅角都设置为0；根据求得的所述半长轴和所述真近点角确定初始历元时刻的初轨。本公开实施例实现了利用地面光学测量数据，推导出单个历元时刻地球静止卫星初轨确定的解析方程。
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