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公开(公告)号：CN115610705A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211284706.6
申请日：2022-10-17
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本公开是关于一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。该方法包括：确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；若进入区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；基于控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。本公开可以自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
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公开(公告)号：CN113218660B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202110657727.7
申请日：2021-06-14
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明提供了一种电推力矢量在轨标定方法，确定开机时刻、关机时刻以及所对应的实测卫星位置和速度；根据矢量调节机构转角实测值估计电推力矢量；将估计的电推力矢量在本体系三轴的分量代入开机时刻卫星的轨道运动方程，积分得到关机时刻卫星在地心赤道惯性系的位置和速度；求取电推力矢量在三轴分量的最优估计，实现电推力矢量标定。本发明可以对单台、多台电推力器进行标定，不依赖于标定时间，不需要多次标定，可行性高，实施简单。
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公开(公告)号：CN114756036A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202111647439.X
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种考虑多圈接近的航天器碰撞规避机动规划方法，首先依据在轨航天器与空间目标的精密星历，分析交会接近条件，判断是否需要规避，能够保证良好的规避效果，避免规避后短期再次出现碰撞风险的情况；其次，同时给出了可行规避策略范围和最优的规避机动策略，为卫星管理和控制人员提供具有参考性和可操作性的推荐策略的同时，保证了较高的灵活性；最后，给出了拟实施机动策略的规避效果复核结果，可适用于任意给定机动策略的规避效果复核，拓展了方法的适用范围，并且提高了方法的可靠性。
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公开(公告)号：CN102745343B
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201210239598.0
申请日：2012-07-12
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/10
Abstract: 本发明公开了一种同步卫星早期测控段干扰弧段快速预报方法，属于航天测量与控制领域，涉及一种基于测站波束范围和同步星点频的卫星空间几何干扰计算方法。该方法根据待定点同步卫星的精密轨道计算预报弧段内卫星的位置依次判断待定点同步卫星是否会对第i个已定点卫星造成干扰，i＝1，2，…，N，其中N为总的已定点卫星个数，并给出干扰弧段和时刻。本发明的有益效果是：快速准确地进行干扰弧段预报，确定可能受干扰的卫星和时间段，对测控事件的安排进行适当调整，在顺利完成实时测控任务的同时，也避免此类纠纷的发生，确保了同步卫星定点工作的顺利完成。
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公开(公告)号：CN115610705B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202211284706.6
申请日：2022-10-17
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本公开是关于一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。该方法包括：确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；若进入区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；基于控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。本公开可以自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116166049B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310454702.6
申请日：2023-04-25
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05D1/10
Abstract: 本公开是关于一种不稳定多星串联编队系统星间距离保持控制方法。该方法包括：将编队系统中的每个卫星分别作为候选基准星，根据编队系统中每个候选基准星对应的其他卫星与该候选基准星的相对轨道衰减率，确定编队系统中的目标基准星；将编队系统中卫星间的距离约束转化为编队系统中其他卫星与目标基准星的距离保持约束；根据编队系统中其他卫星与目标基准星的距离保持约束、相对位置关系及自身轨道衰减率大小情况，选择编队距离保持控制策略；基于保持控制策略规划距离保持控制。本公开可用于指导不同载荷类型、不同面质比、不同控制性能的多星近距离编队低轨卫星系统，开展距离保持控制工作，有效减少构型保持控制批次，节省卫星燃料。
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公开(公告)号：CN104914458A
公开(公告)日：2015-09-16
申请号：CN201510249370.3
申请日：2015-05-15
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明提供了一种月球探测器射入转移轨道确定方法，以建立月球探测器与火箭分离时刻力模型为基础，联合火箭分离前和分离后高精度的全球卫星导航定位数据，解算分离前和分离后的火箭轨道参数；进而，运用动量守恒定律，解算分离时刻月球探测器与火箭分离力、火箭瞬时空间姿态(分离力方向)；最后，得到发射段月球探测器入轨转移轨道计算结果。本发明能够获得较高精度的月球探测器射入转移轨道，为月球探测器后续的中途修正提供较高精度的初始轨道。
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公开(公告)号：CN103439704B
公开(公告)日：2015-05-13
申请号：CN201310314991.6
申请日：2013-07-24
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01S11/02
Abstract: 本发明公开了一种基于虚拟站的三程观测数据处理方法，属于航天测量与控制领域，该方法首先设置虚拟站M，所述虚拟站M位于发射站S与接收站R的中点；计算基于虚拟站的理论测距观测量ρM；使用ρM代替基于发射站S与接收站R的理论测距观测量ρC；计算基于虚拟站的理论测速观测量使用代替基于发射站S与接收站R的理论测速观测量本发明的有益效果是：基于虚拟站的理论观测量计算简单快捷，满足计算精度要求，可以用来替代计算复杂的基于发射站S与接收站R的理论观测量，在航天测控领域可以进行推广。
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公开(公告)号：CN116520711B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310796680.1
申请日：2023-07-03
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G05B13/04
Abstract: 本公开实施例是关于一种电推卫星WALKER星座组网控制筹划方法。该方法包括：根据电推卫星的参数及星上能源约束，确定追踪星控制参数的范围；确定组网控制要求的范围，并根据组网过程的动力学运动方程计算所述追踪星的目标参数；若所述目标参数不满足所述组网控制要求，则根据所述追踪星控制参数得到优化参数，并确定目标函数；对所述目标函数进行求解，以得到组网控制序列。本公开实施例可以快速得出电推卫星WALKER星座组网过程的整个控制序列，有利于提前把握整个控制过程，提前统筹测控实施流程。且依据该控制序列进行轨道外推，追踪星最终的控后轨道与目标星轨道满足组网要求。
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公开(公告)号：CN111060934B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN201911351583.1
申请日：2019-12-25
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短弧定轨瞬时根数精度评估方法，采用外符合精度评估方法中的预报比较方法，由前段测量数据定轨结果来预报后段测量时刻的参数，根据预报参数与后段测量数据的外符合程度，从而判定定轨精度。本发明无需借助更高精度的测量手段，计算快速，效果明显，有助于提高精密定轨精度和轨道预报精度。
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