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公开(公告)号：CN111338367B
公开(公告)日：2022-10-04
申请号：CN202010125714.0
申请日：2020-02-27
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。通过本发明的方法可以提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段，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：CN107804487B
公开(公告)日：2020-09-01
申请号：CN201710957033.9
申请日：2017-10-16
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种基于自适应偏差控制的跳跃式再入返回落点预报方法，首先接收返回器的实时状态量，读取初始制导律与返回器空气动力学系数，然后将初始制导律代入弹道积分方程，计算首次落点偏差，比较落点偏差与预定落点偏差并计算倾侧角的一次调整量，继续计算二次落点与一次落点的偏差，计算二次倾侧角修正量，最终更新倾侧角并第三次计算落点。本发明能够自适应再入返回过程中的各项测量偏差，高精度地预报落点，为嫦娥返回器等飞行器的再入返回提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN111338367A
公开(公告)日：2020-06-26
申请号：CN202010125714.0
申请日：2020-02-27
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、确定第一次变轨中间时刻控前卫星轨道；步骤2、计算第一次变轨中间时刻未变轨时卫星位置和速度；步骤3、确定第二次变轨中间时刻控后卫星轨道；步骤4、确认双脉冲轨道控制类型、控制量及控制相位；步骤5、分别计算轨道偏心率变化量、轨道平半长轴变化量以及第一次轨道控制实际速度增量和第二次轨道控制实际速度增量；步骤6、计算第一次变轨中间时刻控后卫星速度矢量；步骤7、确定双脉冲控制中间弧段轨道。通过本发明的方法可以提高航天器控制期间的轨道可用工作弧段，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：CN113437518A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110728178.8
申请日：2021-06-29
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种基于抛物面统一测控天线的扫描捕获方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、测试统一测控天线的信号锁定时间和有效波束宽度；步骤2、根据步骤1得到的信号锁定时间和有效波束宽度计算天线扫描需要覆盖的空域范围；步骤3、通过天线扫描需要覆盖的空域范围筛选最佳扫描方式；步骤4、将得到的扫描模型转化输入统一测控天线，只要目标出现在扫描范围内，天线完成捕获。解决了现有技术中存在的目标轨道根数和理论轨道偏差较大的情况下，难以实现大型抛物面统一测控天线对目标捕获跟踪的问题。
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公开(公告)号：CN109756260B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201811407766.6
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种量子卫星上行数传系统，包括中心系统，中心系统上信息连接有地面测控设备、网管远程操控子系统和中心外网服务器，地面测控设备与网管远程操控子系统信息连接，网管远程操控子系统上信息连接有数传设备。本发明还公开了一种量子卫星上行数传系统的自动操控方法，按照上行数传数据文件准备、数传上行捕获、数传上行注入、数传上行操作完成后状态确认。本发明的行数传系统，结构简单，信息接口设计满足标准化要求，易于实现自动化；本发明的自动操控方法，使用简单。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107797130B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201710957049.X
申请日：2017-10-16
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明提供了一种低轨航天器多点多参数轨道上行数据计算方法，地面测控站接收航天器的遥外测数据，通过数据网发送给地面测控中心，地面测控中心完成数据处理后进行精密轨道确定，生成一分钟一点的弹道文件；将弹道文件转换为J2000坐标系瞬时轨道根数，每一点弹道记录对应一组瞬时轨道根数；将J2000坐标系瞬时轨道根数转换为拟平均轨道根数并进行处理，得到纬度幅角；采用纬度幅角替换平近点角，将轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、纬度幅角转换为弧度的格式；将纬度幅角归一化，采用差值拟合法计算Q参数及其变率，最终得到航天器轨道上行数据的各参数变率。本发明同时满足航天器快速计算和精度较高的需求，具有较高的实用价值。
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公开(公告)号：CN109756260A
公开(公告)日：2019-05-14
申请号：CN201811407766.6
申请日：2018-11-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种量子卫星上行数传系统，包括中心系统，中心系统上信息连接有地面测控设备、网管远程操控子系统和中心外网服务器，地面测控设备与网管远程操控子系统信息连接，网管远程操控子系统上信息连接有数传设备。本发明还公开了一种量子卫星上行数传系统的自动操控方法，按照上行数传数据文件准备、数传上行捕获、数传上行注入、数传上行操作完成后状态确认。本发明的行数传系统，结构简单，信息接口设计满足标准化要求，易于实现自动化；本发明的自动操控方法，使用简单。
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公开(公告)号：CN107132155A
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201710299136.0
申请日：2017-05-02
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01N9/36
CPC classification number: G01N9/36
Abstract: 本发明提供了一种基于实测大气密度的短时大气模型修正方法，选定大气密度模型，采集计算设定时长的实测大气密度，分别对大气模型密度值和实测密度值进行线性拟合，得到实测大气密度拟合曲线和模型密度拟合曲线，计算实测大气密度拟合曲线和模型密度拟合曲线的夹角，然后对模型密度拟合曲线逐点进行旋转，得到旋转后的时间值t′和旋转后的选定大气模型密度值。本发明将实测大气密度值引入轨道计算，较好的提高了航天器轨道预报精度。
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公开(公告)号：CN110161493B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN201910329803.4
申请日：2019-04-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的多约束条件下航天器跟踪预报方法，首先，建立测站跟踪预报航天器的几何模型，得到测站跟踪航天器的几何观测弧段集合；其次，构建航天器天线正对地姿态平稳情况下的无遮挡约束模型，确定出航天器可见的数据集合；然后，建测站遮挡的约束模型，确定出测站对航天器可见的时间数据集合；最后，计算几何观测弧段集合、无遮挡约束模型下航天器可见的数据集合和遮挡的约束模型下航天器可见的时间数据集合的交集得到满足各类约束的航天器跟踪精细预报模型，实现测站精确跟踪航天器，有效解决原地面跟踪弧段计算不精确的问题。
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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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