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公开(公告)号：CN113968361B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202111260073.0
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明一种适用地球同步卫星定点控制规划的解析计算方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、建立定点捕获轨道控制模型，确定控制目标变量和设计变量；步骤2、根据定点捕获轨道控制模型建立定点捕获控制终端约束模型；步骤3、根据定点捕获轨道控制模型和定点捕获控制终端约束模型确定三脉冲约束模型，并计算得到三脉冲的大小及其控制时机；步骤4、利用摄动迭代法确定全摄动条件下满足终端条件的三脉冲控制参数。本发明通过定点捕获轨道控制模型与定点捕获控制终端约束模型建立三脉冲约束模型，通过三种情况即可涵盖所有定点捕获控制可能出现的工况，迭代过程简单，2～3次即可收敛到目标值，过程简单，计算量小。
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公开(公告)号：CN114394260B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202111473573.2
申请日：2021-11-29
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的地球同步卫星小推力南北保持控制解析计算方法，具体计算过程包括如下步骤：步骤1、解析计算地球同步卫星倾角矢量的长期摄动变化量；步骤2、计算电推力器点火序列，解析计算出整个规划周期内每一次电推点火的开关机时刻。本发明实现地球同步卫星小推力南北保持点火序列的计算，通过解析方程精确计算出同步卫星倾角矢量的长期项摄动变化量，点火序列计算简便精准，且点火时长接近理论最优，具有计算速度快、适用性强的优点。
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公开(公告)号：CN116258066A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310072087.2
申请日：2023-02-01
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开了一种使用神经网络估计小推力交会燃耗量的方法，首先获得初始和目标轨道、交会时长与燃耗量一一对应的训练数据集；然后搭建两个神经网络，其中一个用以建立小推力交会轨迹的可实现性的代理模型，另一个用以建立小推力交会燃耗量计算的代理模型；利用采样数据对神经网络进行训练，最后根据输入的任意初始轨道和目标轨道，作为输入层数据，首先代入第一个神经网络获得输出层数据，即为小推力交会的可行性，若该轨道转移可行，则继续代入第二个神经网络获得输出数据，即为小推力交会速度增量。本发明解决了现有技术中存在的小推力轨迹优化方法计算量大、收敛性能低且近似精度低的问题。
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公开(公告)号：CN113968361A
公开(公告)日：2022-01-25
申请号：CN202111260073.0
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明一种适用地球同步卫星定点控制规划的解析计算方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、建立定点捕获轨道控制模型，确定控制目标变量和设计变量；步骤2、根据定点捕获轨道控制模型建立定点捕获控制终端约束模型；步骤3、根据定点捕获轨道控制模型和定点捕获控制终端约束模型确定三脉冲约束模型，并计算得到三脉冲的大小及其控制时机；步骤4、利用摄动迭代法确定全摄动条件下满足终端条件的三脉冲控制参数。本发明通过定点捕获轨道控制模型与定点捕获控制终端约束模型建立三脉冲约束模型，通过三种情况即可涵盖所有定点捕获控制可能出现的工况，迭代过程简单，2～3次即可收敛到目标值，过程简单，计算量小。
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公开(公告)号：CN114397906B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111487363.9
申请日：2021-12-06
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的地球静止卫星电推进转移快速高精度计算方法，包括确定控制设计变量偏航角，建立法向控制律；降低倾角，建立第一阶段面内控制律来改变半长轴，直到半长轴达到同步轨道高度，本阶段数值积分终止转入下一步骤；继续降低倾角，同时建立第二阶段面内控制律来改变偏心率，直到偏心率达到0，本阶段数值积分终止；改变偏航角来更新法向控制律，来调整改变倾角的变化速率，直到倾角在终止时刻等于0，则表示迭代收敛，即半长轴、偏心率和倾角在数值积分终端时刻同时满足同步轨道条件，最后输出结果。本发明的地球静止卫星电推进转移快速高精度计算方法，控制律具有简明的解析解，控制过程简单，便于工程实施，和最优解相差较小。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115510378A
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN202211162618.9
申请日：2022-09-22
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的地球静止轨道标称半长轴摄动计算方法，包括建立标称半长轴的定义和地球、日月摄动函数的关系式，然后具体建立了标称半长轴和定点经度、日月赤纬位置的关系式。本发明的地球静止卫星摄动条件下标称半长轴计算方法，计算结果具有简明的分析结论，通过查图可以获得高精度解，便于工程实施，由于解析了月球和太阳赤纬的函数，能够比传统上笼统考虑平均值的标称半长轴更准确。
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公开(公告)号：CN113987407B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202111260536.3
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国西安卫星测控中心
IPC: G06F17/11
Abstract: 本发明公开的一种地球静止卫星非球形引力切向漂移加速度计算方法，其特征在于，包括以下步骤：建立地球非球形引力半长轴摄动方程，得到半长轴变化率；建立漂移加速度计算方程；将半长轴变化率代入漂移加速度计算方程，进而通过代入地球静止卫星当前平经度解析漂移加速度。本发明一种地球静止卫星非球形引力切向漂移加速度计算方法，不同于目前工程中使用的查表插值法，直接由地球非球形引力对静止卫星的半长轴摄动方程推导出解析计算公式，不依赖高精度漂移加速度表单文件，也避免了插值带来的误差，具有计算速度快、精度高的特点。
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公开(公告)号：CN114348298B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202111446078.2
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，包括以下步骤：步骤1、确定初始入轨状态和设计变量；步骤2、建立第一批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δv1,1和Δv1,2；步骤3、建立第二批次推进的控制模型，得到两次脉冲控制量Δv2,1和Δv2,2；步骤4、建立目标函数和约束条件，满足终端条件的控制参数并优化求解。本发明的适用于地球同步卫星混合推进入轨的联合优化方法，通过捕获控制具有简明的解析解，优化问题简单，常规优化算法即可收敛，计算量小，因而能够对火箭入轨偏差很大的情况下，地球同步卫星混合推进入轨的故障预案进行快速分析，从而达到节省燃料的目的。
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公开(公告)号：CN114397906A
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202111487363.9
申请日：2021-12-06
Applicant: 中国西安卫星测控中心
Abstract: 本发明公开的地球静止卫星电推进转移快速高精度计算方法，包括确定控制设计变量偏航角，建立法向控制律；降低倾角，建立第一阶段面内控制律来改变半长轴，直到半长轴达到同步轨道高度，本阶段数值积分终止转入下一步骤；继续降低倾角，同时建立第二阶段面内控制律来改变偏心率，直到偏心率达到0，本阶段数值积分终止；改变偏航角来更新法向控制律，来调整改变倾角的变化速率，直到倾角在终止时刻等于0，则表示迭代收敛，即半长轴、偏心率和倾角在数值积分终端时刻同时满足同步轨道条件，最后输出结果。本发明的地球静止卫星电推进转移快速高精度计算方法，控制律具有简明的解析解，控制过程简单，便于工程实施，和最优解相差较小。
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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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