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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：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：CN113993086B
公开(公告)日：2023-05-19
申请号：CN202111227182.2
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，适用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制窗口优选问题，根据指定位置和回归特性设计虚拟目标航天器的轨道参数，提出了一种可靠性高、易操作和推广使用的基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，将其轨迹捕获轨道机动问题转化为与虚拟目标航天器的相位交会控制，对测控资源优化调度、飞控程序制定决策具有很好辅助作用，对轨道控制任务实施具有重要的指导意义。
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公开(公告)号：CN114063645A
公开(公告)日：2022-02-18
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：CN113641949A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110898072.2
申请日：2021-08-05
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种地球同步转移段轨道根数高精度拟合方法，具体按照如下步骤实施：步骤1，在轨道拟合时间区间内定步长并计算k组轨道数据，步骤2，计算轨道平均半长轴和平均轨道角速度n；步骤3，根据k组轨道数据以及轨道平均半长轴和平均轨道角速度n列写预报方程；步骤4，列写系统状态方程和状态转移矩阵Φ；步骤5，对状态转移矩阵Φ进行SVD奇异值分解；步骤6，计算轨道系数拟合矩阵P，步骤7，将计算的轨道系数拟合矩阵P代入步骤3的预报方程中实现轨道预报。本发明一种地球同步转移段轨道根数高精度拟合方法，采用基函数拟和方法，将复杂的计算工作放在地面完成，实现了高精度的轨道预报。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113379297B
公开(公告)日：2022-12-27
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：CN113359160B
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202110718321.5
申请日：2021-06-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种地球同步轨道GNSS定轨数据质量检核方法，具体为：首先，进行GNSS定轨数据时标检测、坐标系判断和质量统计，采用GNSS定轨数据进行精密轨道计算，如果GNSS数据定轨结果能够收敛，则保留；如果不收敛，则舍弃；将GNSS定轨数据与地基USB外测数据进行联合定轨，如果定轨结果能够收敛，且使用率超过80％，则说明GNSS定轨数据可靠且可正常使用；否则进行GNSS定轨数据标定。本发明的地球同步轨道GNSS定轨数据质量检核方法，可大幅提高地球同步轨道GNSS数据定轨的时效性和准确性，可有效缓解地面测控资源的紧张，对地球同步轨道在轨运行有一定的经济效益。
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公开(公告)号：CN113993086A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111227182.2
申请日：2021-10-21
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，适用于航天器星下点轨迹过指定定标场的轨迹捕获控制窗口优选问题，根据指定位置和回归特性设计虚拟目标航天器的轨道参数，提出了一种可靠性高、易操作和推广使用的基于标称虚拟目标航天器的轨迹捕获机动方法，将其轨迹捕获轨道机动问题转化为与虚拟目标航天器的相位交会控制，对测控资源优化调度、飞控程序制定决策具有很好辅助作用，对轨道控制任务实施具有重要的指导意义。
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公开(公告)号：CN113359160A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110718321.5
申请日：2021-06-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种地球同步轨道GNSS定轨数据质量检核方法，具体为：首先，进行GNSS定轨数据时标检测、坐标系判断和质量统计，采用GNSS定轨数据进行精密轨道计算，如果GNSS数据定轨结果能够收敛，则保留；如果不收敛，则舍弃；将GNSS定轨数据与地基USB外测数据进行联合定轨，如果定轨结果能够收敛，且使用率超过80％，则说明GNSS定轨数据可靠且可正常使用；否则进行GNSS定轨数据标定。本发明的地球同步轨道GNSS定轨数据质量检核方法，可大幅提高地球同步轨道GNSS数据定轨的时效性和准确性，可有效缓解地面测控资源的紧张，对地球同步轨道在轨运行有一定的经济效益。
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公开(公告)号：CN115993777B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202211496416.8
申请日：2022-11-24
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，其基于现有对于径切联控过程的逆过程研究很少，目前尚无基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦标定方法。提供了一种可靠性好、可操作性强、易推广和使用的基于轨道摄动模型反演的径切联控解耦迭代标定方法，通过卫星控前、控后轨道根数和轨道摄动模型反演计算径切速度增量，从而实现对径向推力器和切向推力器的同步解耦标定，考虑到解析模型的计算精度有限，在标定中采用数值迭代确保了标定方法的有效性。所提方法可提高航天器径切联控的轨道控制精度，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，对任务实施有重要的指导意义。
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