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公开(公告)号：CN117270557A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311190174.4
申请日：2023-09-14
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的倾角和半长轴联合偏置的最优卫星编队控制方法，包括以下步骤：步骤1、根据任务约束条件将双星轨道均无控制外推至终端时刻；步骤2、计算无控制外推至终端时刻双星的相位差、升交点赤经差；步骤3、计算等效且最优的升交点赤经差；步骤4、根据漂星时长以及等效且最优的升交点赤经差计算倾角偏置量以及对应的速度增量；步骤5、计算半长轴控制量实现相位的调整以及对应的速度增量；步骤6、通过迭代计算实现精确的控制量调整。本发明可解决轨道面存在差异情况下的编队构型控制，相比现有面外直接控制的方法，消耗燃料明显减少，并且在漂星时长确定的情况下可以确保是一种燃耗最优的控制方法。
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公开(公告)号：CN114089778B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111398860.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体为：根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据相对偏心率矢量的相位角和主星的纬度幅角判断主星的机动趋势；根据碰撞触发门限和航迹方向的安全距离门限，考虑航迹方向距离的不确定性，计算主星需要的半长轴改变量和速度增量。本发明的碰撞规避控制策略，碰撞规避控制仅需要1批次的航迹方向控制，控制量计算考虑了航迹方向距离的不确定性，计算方法简单，可实现以最小的代价完成碰撞规避控制。
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公开(公告)号：CN113934233A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111392121.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了卫星编队控制的推力器标定方法，具体为，首先，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。本发明的推力器标定方法，旨在为编队控制提供准确的标定系数，为后续编队控制提供参考，进而实现高精度的编队控制。
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公开(公告)号：CN117270557B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311190174.4
申请日：2023-09-14
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开的倾角和半长轴联合偏置的最优卫星编队控制方法，包括以下步骤：步骤1、根据任务约束条件将双星轨道均无控制外推至终端时刻；步骤2、计算无控制外推至终端时刻双星的相位差、升交点赤经差；步骤3、计算等效且最优的升交点赤经差；步骤4、根据漂星时长以及等效且最优的升交点赤经差计算倾角偏置量以及对应的速度增量；步骤5、计算半长轴控制量实现相位的调整以及对应的速度增量；步骤6、通过迭代计算实现精确的控制量调整。本发明可解决轨道面存在差异情况下的编队构型控制，相比现有面外直接控制的方法，消耗燃料明显减少，并且在漂星时长确定的情况下可以确保是一种燃耗最优的控制方法。
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公开(公告)号：CN113934233B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202111392121.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了卫星编队控制的推力器标定方法，具体为，首先，根据双星轨道平根数计算控前控后的理论构型参数；理论构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据编队构型参数控前控后的变化量以及控制策略选择对应的标定方法，根据推力器标定方法的解算推力器标定系数。本发明的推力器标定方法，旨在为编队控制提供准确的标定系数，为后续编队控制提供参考，进而实现高精度的编队控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110096721B
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN201811413121.3
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种航天器对地面复杂区域目标观测可见性的判断方法，按照将地面复杂区域目标用多边形表示，建立地面复杂区域目标中的地面点和卫航天器坐标转换关系，依据空间几何关系计算航天器对地观测传感器在地球上指向的地面目标点的位置，根据航天器对地观测传感器指向的地面目标点的位置和地面复杂区域目标的顶点判断是航天器对地面复杂区域目标的观测可见性的方法进行。本发明的航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法，能够精确分析判断航天器对地面复杂区域目标的观测可见性。
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公开(公告)号：CN110096721A
公开(公告)日：2019-08-06
申请号：CN201811413121.3
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种航天器对地面复杂区域目标观测可见性的判断方法，按照将地面复杂区域目标用多边形表示，建立地面复杂区域目标中的地面点和卫航天器坐标转换关系，依据空间几何关系计算航天器对地观测传感器在地球上指向的地面目标点的位置，根据航天器对地观测传感器指向的地面目标点的位置和地面复杂区域目标的顶点判断是航天器对地面复杂区域目标的观测可见性的方法进行。本发明的航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法，能够精确分析判断航天器对地面复杂区域目标的观测可见性。
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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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公开(公告)号：CN114089778A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111398860.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了编队绕飞双星的碰撞规避控制策略，具体为：根据主辅星轨道根数，计算编队构型参数；编队构型参数包括x‑y平面内投影椭圆的短半轴p；z方向运动的振幅s；相对偏心率矢量的相位角θ；相对倾角矢量的相位角ψ；航迹方向距离l；根据相对偏心率矢量的相位角和主星的纬度幅角判断主星的机动趋势；根据碰撞触发门限和航迹方向的安全距离门限，考虑航迹方向距离的不确定性，计算主星需要的半长轴改变量和速度增量。本发明的碰撞规避控制策略，碰撞规避控制仅需要1批次的航迹方向控制，控制量计算考虑了航迹方向距离的不确定性，计算方法简单，可实现以最小的代价完成碰撞规避控制。
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公开(公告)号：CN113859587A
公开(公告)日：2021-12-31
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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