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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：CN113641949B
公开(公告)日：2023-03-28
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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公开(公告)号：CN110031003B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN201910130682.0
申请日：2019-02-21
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的一种火箭上面级最优可达轨道快速规划计算方法，首先，采集上面级机动前初始状态信息；其次，采用简化的上面级机动模型计算火箭上面级机动后卫星入轨轨道根数；然后，计算卫星捕获至预定轨道所需总速度增量；最后，使用智能进化算法求解使卫星捕获总速度增量最小的上面级最优可达轨道。本发明公开的方法通过以卫星捕获速度增量最小作为优化指标，避免了引入权重选择，并最大限度符合实际需求，具有上面级可达轨道优、计算速度快、适用性强的优点。
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公开(公告)号：CN109752005B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN201811407755.8
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种基于精确轨道模型的航天器初轨确定方法，在精确轨道模型和拉普拉斯方程基础上建立了地基雷达测轨数据、天基光学测角类测轨数据、GNSS、北斗类测轨数据的加权最小二乘条件方程，以直接合成法或联邦合成法两类方法融合各种不同类型的测轨数据，迭代求解出初始位置、速度的改进值。本发明一种基于精确轨道模型的航天器初轨确定方法能够直接将完备或非完备外弹道观测数据、位置速度分量类观测数据、天基测角类数据融合起来进行星箭分离初轨计算，产生唯一的初轨输出。
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公开(公告)号：CN114877899A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210636692.3
申请日：2022-06-07
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提出了航天器定轨方法、装置、系统和介质，首先通过多个航天器历史外测信息作为轨道确定方法的输入，通过历史精密轨道确定的轨道根数信息作为输出标签，然后将历史外测信息映射成分布信息，最后利用核技巧解决分布之间的内积计算问题，从而建立分布信息到轨道根数的映射关系，为通过新的观测信息确定航天器轨道提供快速确定的可能。本发明在实现时充分考虑了噪声的影响，在添加不同随机噪声和系统噪声的情况下，本发明的轨道确定结果具有较强的鲁棒性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110412868B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN201910501463.9
申请日：2019-06-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种使用星间光学图像的非合作航天器轨道确定方法，通过我方航天器的姿态反馈控制能力，使得相机对目标相机持续拍摄，获得长时间采样图像序列数据，根据图像序列数据分别计算目标航天器相对于我方航天器的方位矢量和目标航天器相对于我方航天器的距离；将得到的方位矢量和距离转换为在J2000惯性坐标系下位置信息；使用智能优化算法将目标航天器在J2000惯性坐标系下位置信息拟合为精密轨道根数。本发明公开的方法解决了现有方法对于航天器轨道确定存在较大的误差和预报精度低的问题。
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公开(公告)号：CN113985908A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111269713.4
申请日：2021-10-29
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了地球静止卫星东西位保全摄动漂移环控制方法，具体按照以下步骤进行实施：步骤1、在不考虑日月引力摄动的情况下，计算标称地球静止轨道半长轴；步骤2、计算日月引力摄动引起的经度漂移率；步骤3、根据步骤1得到的标称地球静止轨道半长轴和步骤2得到日月引力摄动引起的经度漂移率，建立全摄动漂移环公式；步骤4、利用步骤3中全摄动漂移环公式进行东西位保控制；本发明解决了现有技术中存在漂移环顶点经度位置和漂移环周期的估计误差大，且在控制规划中需要给日月引力摄动预留较大的误差区间，地球静止轨道经度位置资源浪费，东西位保控制频次增加的问题。
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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：CN110411459B
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN201910501472.8
申请日：2019-06-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的一种使用图像序列的空间非合作目标自旋参数的辨识方法，首先拍摄目标航天器的图像，其次将得到的每副图像进行特征峰检测处理，得到帆板的图像坐标，然后，根据得到的帆板的顶点图像坐标反解出目标航天器的可能姿态，最后将多副图像处理得到的姿态序列拟合得到自旋轴和转速。本发明公开的方法适用于有较少先验几何信息(仅需要特征的长宽比)的非合作目标，限于其帆板和本体不存在相对转动的情形。
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公开(公告)号：CN110412868A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910501463.9
申请日：2019-06-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种使用星间光学图像的非合作航天器轨道确定方法，通过我方航天器的姿态反馈控制能力，使得相机对目标相机持续拍摄，获得长时间采样图像序列数据，根据图像序列数据分别计算目标航天器相对于我方航天器的方位矢量和目标航天器相对于我方航天器的距离；将得到的方位矢量和距离转换为在J2000惯性坐标系下位置信息；使用智能优化算法将目标航天器在J2000惯性坐标系下位置信息拟合为精密轨道根数。本发明公开的方法解决了现有方法对于航天器轨道确定存在较大的误差和预报精度低的问题。
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