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公开(公告)号：CN118069967A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410199278.X
申请日：2024-02-23
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本申请涉及探测器轨道动力学领域，尤其涉及一种探测器的轨迹优化方法、装置、电子设备和存储介质。本申请实施例基于运动模型，构建协态模型；基于初始和终端运动状态参数，根据机械能定理、齐奥尔科夫斯基公式和比冲关系式，确定终端时间参数估值；基于初始推力方向角和终端时间参数估值，采用粒子群寻优初始协态参数估值；基于终端时间参数估值和初始协态参数估值，确定初始协态参数目标值和终端时间参数目标值；根据初始状态参数目标值和终端时间参数目标值，确定目标推力方向角和目标轨迹。本申请将终端时间参数与协态参数估计解耦，通过构造协态变量与寻优变量的映射关系，高效计算了月球探测器动力下降或月面上升的优化轨迹。
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公开(公告)号：CN114964215A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210363872.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。
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公开(公告)号：CN114186378A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202110934737.0
申请日：2021-08-16
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及航天器轨道动力学领域，尤其涉及一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备和存储介质。本申请实施例所提出的航天器的变轨控制方法能够实现航天器高速再入返回，通过关联约束合并、确定了轨道控制瞄准的多目标参数，通过轨道控制调整拱线方向，保证了大椭圆轨道近地点位于着陆点上空和返回轨迹纬度经过着陆点，采用在近地点持续抬升远地点高度的轨道控制，保证了返回轨迹经度经过着陆点和回归轨道周期，基于四脉冲控制思路进行了多脉冲延拓分解，建立了多脉冲规划参数与多目标瞄准参数的求解关系，设计了目标参数全部求解的整体规划模式和部分求解的降维规划模式，在不同轨道条件下实现高速再入返回轨道满足要求。
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公开(公告)号：CN119329783A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411426453.0
申请日：2024-10-14
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请涉及卫星轨道控制技术领域，尤其涉及一种地月L2点Halo轨道卫星半解析调姿卸载方法和装置，以提高卫星主动卸载姿态的计算效率和准确度。包括：基于卫星在当前轨道运行时的基本信息，确定轨道维持所需的初始速度增量，基于初始速度增量，在当前轨道维持方向上，确定轨道维持的期望速度增量；在基准坐标系下，通过方位角和俯仰角表示调姿卸载剩余速度增量；在基准坐标系下，以调姿卸载剩余速度增量为优化目标，对方位角和俯仰角进行寻优，根据寻优得到的方位角和俯仰角确定参考调姿卸载姿态；获取参考调姿卸载姿态对应的方向上的实际轨道维持速度增量，根据实际轨道维持速度增量对参考调姿卸载姿态进行修正，确定卫星的目标卸载姿态。
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公开(公告)号：CN119117298A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411420288.8
申请日：2024-10-12
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本申请公开了一种卫星控制方法及装置，涉及航天器轨道控制技术领域，用以提高确定卸载动量轮的最优姿态的准确性。该方法包括：第一设备获取第一指示信息。其中，第一指示信息用于指示将卫星姿态调整为目标姿态。第一设备根据粒子群全局优化算法对姿态角进行寻优处理获得第一卸载剩余速度增量。其中，第一卸载剩余速度增量为任一方向的卸载剩余速度增量中数值最小的剩余速度增量，卸载剩余速度增量为在动量轮卸载产生的速度增量与卫星轨道维持速度增量的差值。第一设备根据卸载剩余速度增量与卫星姿态的对应关系确定第一卸载剩余速度增量对应的姿态，并将第一卸载剩余速度增量对应的姿态作为目标姿态。第一设备将卫星姿态调整为目标姿态。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114186378B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202110934737.0
申请日：2021-08-16
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及航天器轨道动力学领域，尤其涉及一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备和存储介质。本申请实施例所提出的航天器的变轨控制方法能够实现航天器高速再入返回，通过关联约束合并、确定了轨道控制瞄准的多目标参数，通过轨道控制调整拱线方向，保证了大椭圆轨道近地点位于着陆点上空和返回轨迹纬度经过着陆点，采用在近地点持续抬升远地点高度的轨道控制，保证了返回轨迹经度经过着陆点和回归轨道周期，基于四脉冲控制思路进行了多脉冲延拓分解，建立了多脉冲规划参数与多目标瞄准参数的求解关系，设计了目标参数全部求解的整体规划模式和部分求解的降维规划模式，在不同轨道条件下实现高速再入返回轨道满足要求。
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公开(公告)号：CN114964215B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202210363872.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。
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公开(公告)号：CN117519230A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311469717.6
申请日：2023-11-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G05D1/46 , G05D1/495 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本申请公开一种航天器的轨道维持控制方法、装置、电子设备及存储介质，属于航天技术领域，该方法中，基于轨道偏心率矢量的矢量方向反转使得偏心率在一定门限内保持时间最长的特性，首先，通过对初始近月点幅角进行遍历的方式，对轨道进行外推模拟，获得各初始近月点幅角对应的不同时刻的偏心率矢量，基于各初始近月点幅角对应的不同时刻的偏心率矢量，确定存在矢量方向反转可能的近月点幅角区间，其次，计算满足矢量方向反转特性的精确近月点幅角作为目标近月点幅角，然后，以目标近月点幅角和偏心率上限为控制目标、保持轨道半长轴不变，利用双脉冲机动进行轨道控制，使轨道偏心率较长时间维持小于偏心率上限，轨道维持控制方式更优化。
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公开(公告)号：CN119611793A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411824484.1
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请公开一种火箭发射参数与探测器入轨轨道参数的确定方法及装置，属于航天器轨道设计技术领域，用以联合快速确定火箭发射参数和探测器入轨轨道参数。该方法中，根据探测器入轨轨道倾角确定火箭倾角取值范围以及相应的火箭滑行时间取值范围，并基于探测器入轨轨道近地点幅角确定预计的火箭滑行时间，并基于预计的火箭滑行时间确定预计的火箭入轨轨道升交点经度。根据火箭与探测器的升交点经度差确定预计的探测器入轨时刻。根据探测器入轨轨道倾角、火箭倾角取值范围、预计的火箭滑行时间、火箭滑行时间取值范围以及预计的探测器入轨时刻确定火箭发射时刻和发射方位角，获得火箭入轨轨道参数与探测器入轨轨道参数衔接一致的火箭发射参数。
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公开(公告)号：CN118819469A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410946065.9
申请日：2024-07-15
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F7/64
Abstract: 本发明公开了一种卫星轨道积分的天体中心轨道动力学模型确定方法及装置，涉及航天技术领域、深空探测技术领域或其他相关技术领域，其中，该方法包括：获取卫星在当前时刻的轨道位置和轨道速度，并获取卫星与临近两个天体之间的距离值；基于距离值判断卫星是否进入任一临近天体的影响球范围，其中，影响球范围是指天体的中心引力影响范围；在确定卫星进入目标临近天体的影响球范围的情况下，切换至目标临近天体对应的天体中心轨道动力学模型，由天体中心轨道动力学模型进行轨道积分。本发明解决了相关技术中采用单一天体中心进行轨道积分时，不同天体中心对应的动力学模型存在差异，误差较大的技术问题。
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