-
公开(公告)号：CN104236541B
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201410389951.2
申请日：2014-08-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/00
Abstract: 本发明提供一种运载火箭滚动姿态确定方法，属于航天测量与控制领域。该方法采用三台高速电影摄影仪完成跟踪测量火箭垂直起飞段的测量任务。在三个测站跟踪测量的成像中均看不清一连串的红色小标志块的情况下，充分利用箭体上可以利用的成像标记：长方形来完成运载火箭滚动姿态的确定。通过实战检验，该计算方法的研发，不仅准确地实现了运载火箭滚动姿态的确定，还为型号部分改进箭体结构、完善测发系统性能和提高发射过程的安全性提供了重要支持。
-
公开(公告)号：CN104236541A
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201410389951.2
申请日：2014-08-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/00
CPC classification number: G01C21/24
Abstract: 本发明提供一种运载火箭滚动姿态确定方法，属于航天测量与控制领域。该方法采用三台高速电影摄影仪完成跟踪测量火箭垂直起飞段的测量任务。在三个测站跟踪测量的成像中均看不清一连串的红色小标志块的情况下，充分利用箭体上可以利用的成像标记：长方形来完成运载火箭滚动姿态的确定。通过实战检验，该计算方法的研发，不仅准确地实现了运载火箭滚动姿态的确定，还为型号部分改进箭体结构、完善测发系统性能和提高发射过程的安全性提供了重要支持。
-
公开(公告)号：CN103424116A
公开(公告)日：2013-12-04
申请号：CN201310312122.X
申请日：2013-07-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，属于航天测量与控制领域。该方法首先计算机动加速度；计算观测量ρi,j及观测残差序列Δρi,j；对公共系统误差ρb进行估值；将公共系统误差ρb从观测残差序列Δρi,j中扣除，得到各测站系统偏差；将ρb、从观测量中扣除，再将扣除系统差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态重新进行计算，直至轨道收敛，完成地球同步卫星精密定轨。本发明的有益效果：能解决GEO卫星在轨道机动期间星上发动机喷气产生的推力给精密轨道确定带来的困难，同时，采用公共系统误差估值和各站偏差自适应迭代消除方法解决卫星钟差与各测站设备时延等系统误差难以分离的问题，能够有效提高GEO卫星在轨道机动期间的定轨预报精度。
-
公开(公告)号：CN113866732A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111131259.6
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种单部雷达短弧测轨能力的计算方法，具体按照如下步骤进行：步骤1：设定卫星的初始状态矢量，模拟出运动轨道以及无误差的观测数据，得到该卫星的仿真标准轨道；步骤2：基于蒙特卡洛仿真方法，得到带误差的雷达观测数据；步骤3：并输出在雷达观测数据时段内的卫星轨道；步骤4：将步骤3得到的卫星轨道与步骤1中的仿真标准轨道进行轨道比较，对轨道比较结果进行统计分析，以及通过定轨精度与测量数据误差的对应关系，得到单部雷达的短弧测轨能力。本发明的方法作业较为高效，具有一定的适用性。
-
公开(公告)号：CN111238489A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010202175.6
申请日：2020-03-20
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种低轨卫星大气阻力摄动建模和计算方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、建立卫星的Box-Wing模型；步骤2、建立分段线性大气阻力摄动模型；步骤3、根据步骤1建立的Box-Wing模型和步骤2建立的分段线性大气阻力摄动模型，计算t时刻折线形大气阻力摄动加速度。利用本发明的方法计算卫星的大气阻力摄动，能够克服传统的单一大气阻力因子难以精确描述大气变化引起的大气阻力摄动计算误差，有效提高定轨精度，为低轨卫星的精密定轨，特别是在磁暴等特殊条件下的精密定轨提供了技术支持。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107167827A
公开(公告)日：2017-09-15
申请号：CN201710263595.3
申请日：2017-04-21
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明提供了一种适应站址变化的测轨数据修正方法，依据不同站址坐标与卫星之间的几何关系为一个新的虚拟站址提供配套观测数据。本发明针对新的站址，通过测轨数据修正，使得修正后的数据作为新站址坐标下的测轨数据，其总误差与原始测量数据测量误差相当，从而实现在新的站址坐标条件下提供满足测量精度需求的配套测轨数据。
-
公开(公告)号：CN104199024A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410389775.2
申请日：2014-08-11
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01S13/86
Abstract: 本发明公开了一种甚短基线光学测量目标定位方法，属于航天测量与控制领域。该方法依次进行目标定位计算，速度分量计算和精度计算。依据全微分公式，根据测站站址差计算出测量元素，建立基于全微分方程的雷达-光电经纬仪联合定位模型，将经纬仪的高精度测角信息和雷达的高精度测距信息进行数据融合，确定飞行目标的空间位置。
-
公开(公告)号：CN113866732B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202111131259.6
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种单部雷达短弧测轨能力的计算方法，具体按照如下步骤进行：步骤1：设定卫星的初始状态矢量，模拟出运动轨道以及无误差的观测数据，得到该卫星的仿真标准轨道；步骤2：基于蒙特卡洛仿真方法，得到带误差的雷达观测数据；步骤3：并输出在雷达观测数据时段内的卫星轨道；步骤4：将步骤3得到的卫星轨道与步骤1中的仿真标准轨道进行轨道比较，对轨道比较结果进行统计分析，以及通过定轨精度与测量数据误差的对应关系，得到单部雷达的短弧测轨能力。本发明的方法作业较为高效，具有一定的适用性。
-
公开(公告)号：CN105812791A
公开(公告)日：2016-07-27
申请号：CN201610216398.1
申请日：2016-04-08
Applicant: 中国西安卫星测控中心
CPC classification number: H04N17/002 , H04N7/181
Abstract: 本发明提供了一种光学跟踪测量数据系统误差补偿方法，在测站跟踪测量成像中，选取运载火箭任一特征点，得到该特征点在测站坐标系中的方位角和俯仰角数据均值；根据测站在发射坐标系中XOZ平面不同象限的位置，获得特征点在测站坐标系下的理论方位角数据；根据测站在发射坐标系的不同高度位置，获得特征点在测站坐标系下的理论俯仰角；得到误差补偿后的方位角和俯仰角。本发明能干准确计算出运载火箭的飞行航迹，避免了错误地估计飞行弹道参数，为分析和评定火箭飞行性能提供了准确、可靠的数据依据。
-
公开(公告)号：CN103424116B
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201310312122.X
申请日：2013-07-23
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，属于航天测量与控制领域。该方法首先计算机动加速度；计算观测量ρi,j及观测残差序列Δρi,j；对公共系统误差ρb进行估值；将公共系统误差ρb从观测残差序列Δρi,j中扣除，得到各测站系统偏差；将ρb、从观测量中扣除，再将扣除系统差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态重新进行计算，直至轨道收敛，完成地球同步卫星精密定轨。本发明的有益效果：能解决GEO卫星在轨道机动期间星上发动机喷气产生的推力给精密轨道确定带来的困难，同时，采用公共系统误差估值和各站偏差自适应迭代消除方法解决卫星钟差与各测站设备时延等系统误差难以分离的问题，能够有效提高GEO卫星在轨道机动期间的定轨预报精度。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
22
records
(took 0.022 seconds)
