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公开(公告)号：CN119975838A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202411331045.7
申请日：2024-09-24
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种进入月球大椭圆冻结轨道的控制方法和装置，包括：基于卫星的第一次近月制动后的轨道，根据粒子群算法对远月机动脉冲进行优化求解，得到远月机动的脉冲初值。远月机动的脉冲初值表示在远月机动时刻的初值时卫星的速度增量初值。当脉冲初值对应的终端参数偏差小于阈值时，根据远月机动的脉冲初值和第二次近月制动的目标半长轴初值，基于牛顿迭代法对远月机动和第二次近月制动进行联合规划，直至第三次近月点时刻的轨道参数偏差小于收敛门限时，确定出远月机动的控制参数和第二次近月制动的控制参数，并计算出第三次近月制动的控制参数，实现精确计算出进入月球大椭圆冻结轨道的控制参数。
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公开(公告)号：CN119872928A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510118583.6
申请日：2025-01-24
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 一种月球轨道卫星的角动量预报方法、装置及电子设备。该方法包括：获取卫星历史角动量与姿态四元数遥测数据，以角动量快速变化过程为节点将其划分为多个周期，对各周期内的角动量与姿态四元数实施多项式拟合，以补全并平滑由于测控约束导致缺失的数据。基于补全后的历史角动量和姿态四元数，计算指定步长内卫星在本体系下的历史角动量增量。基于卫星星历计算卫星太阳光压面积最大的本体轴与太阳位置矢量在本体系下的历史夹角。利用预设阶数的正弦和模型，对上述历史夹角与其对应的历史角动量增量进行拟合，获取本体系三轴方向拟合系数，构建角动量增量拟合模型。采用该模型预测卫星在本体系下的角动量预报值，实现角动量的精准预测。
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公开(公告)号：CN118439188A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410600324.2
申请日：2024-05-15
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请公开了一种绕月航天器的变轨控制方法及装置，实现航天器变轨进入全参数目标轨道。该方法包括：设计了远月机动、调相控制和周期控制的3脉冲控制策略；基于轨道平面、拱线和近月点高度，确定从初始轨道向第一中间轨道变轨的控制时刻和全向控制脉冲；基于轨道相位，确定从第一中间轨道向第二中间轨道变轨的第一切向脉冲；基于轨道周期，确定从第二中间轨道向目标轨道变轨的第二切向脉冲。以第一切向脉冲和第二切向脉冲作为变量、以远月机动位置矢量偏差量作为适应度值，采用遗传优化算法求解各脉冲的初值。解决了摄动影响下轨道演化非线性增强、全向脉冲控制参数复杂带来的轨道控制求解难题。
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公开(公告)号：CN117540566A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311552632.4
申请日：2023-11-21
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种高精度月球冻结轨道参数的确定方法和装置及设备，包括：利用轨道偏心率与轨道倾角满足的约束关系，通过指定轨道周期和近月点高度计算轨道倾角初值；根据月球冻结轨道要求，设定轨道历元和升交点赤经，选择轨道倾角为顺行轨道或逆行轨道以及近月点幅角为90°或270°；采用坐标轮换优化方法基于当前的轨道倾角和近月点幅角迭代轮次更新；在高精度月球轨道动力学模型下外推长期飞行期间轨道参数，确定近月点幅角相对标称近月点幅角的最大变化幅值和近月点高度最小值为目标函数；确定目标函数满足收敛要求时，得到最终的月球冻结轨道参数。以此解决高精度动力学模型下满足长期飞行安全的月球冻结轨道参数设计困难的问题。
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公开(公告)号：CN116280266A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202210971480.0
申请日：2022-08-16
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请涉及航天器轨道动力学领域，具体涉及一种航天器的主动绕飞控制方法、装置、设备及介质，迭代设置伴随航天器在绕飞周期内的控制次数，直至最新的控制次数使得绕飞周期内的各个目标位置偏差满足第一预设条件，每设置一次控制次数，针对每个控制周期，在偏置参数范围内迭代选择偏置参数，基于每次选择的偏置参数确定偏置目标位置，确定伴随航天器由控制周期的起始位置转移至偏置目标位置的实际绕飞轨迹，与设定绕飞轨迹的候选位置偏差；确定候选位置偏差满足第二预设条件的目标偏置参数，将其对应的候选位置偏差作为控制周期内的目标位置偏差。本申请可以将伴随航天器的实际绕飞轨迹与设定绕飞轨迹的偏差限制在一定的误差范围内。
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Patent Agency Ranking
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：CN118194556A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410317431.4
申请日：2024-03-20
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种高精度模型下约束相位的远距逆行轨道设计方法，属于航天技术领域，该方法包括：在圆型限制性三体问题模型下，根据轨道周期和相位计算远距逆行轨道的幅值和轨道初值，如果初值不能确保穿越足够多的圈数，则用连续穿越法修正初值；定义穿越散度；通过优化穿越散度进一步修正初始速度，使得穿越散度最小；构造基准轨道，基于基准轨道相位差进行线性斜率拟合；以及优化远距逆行轨道相位演化的评价指标。本发明提出了穿越散度f的概念，并通过优化穿越散度f，获取了使得轨道能够穿越的合适初值；进一步地，本发明还创造性地提出了基准轨道构造方法，并通过对基准轨道相位差进行线性斜率拟合，取得了卫星星座构型稳定的效果。
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公开(公告)号：CN119937384A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510011157.2
申请日：2025-01-03
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G05B19/042
Abstract: 本申请涉及航天技术领域，尤其涉及一种航天器控制方法、装置、电子设备和存储介质，用以降低航天器到达交班点的参数偏差。其中，方法包括：针对除最后一个脉冲之外的每个控制脉冲，基于预设的轨道交会交班点轨道6根数，通过对各控制脉冲的控制量集合联合求解，获得当前控制脉冲的控制量集合，并执行当前控制脉冲；确定最后一个脉冲基于初始控制量集合执行后存在交班点参数不属于对应的偏差范围时，基于各交班点参数及其对应的偏差范围对初始控制量集合进行调整获得目标控制量集合，基于目标控制量集合执行最后一个脉冲。本申请通过对最后一个脉冲的控制量进行多次调整，保证航天器到达交班点时各交班点参数的偏差在对应的偏差范围内。
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公开(公告)号：CN119568443A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411967610.9
申请日：2024-12-30
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种规划月球采样定时定点着陆定时起飞的方法及装置，包括：针对月球采样任务中的第一控制阶段，确定第一控制阶段所处轨道的轨道六根数和入轨时间，以及月球采样任务中定时定点着陆定时起飞的标称参数。根据标称参数、轨道六根数和入轨时间，将第一控制阶段与后续控制阶段进行联合规划，得到第一偏差，并根据第一变量对第一偏差进行迭代。当第一偏差小于收敛门限时，确定出第一控制阶段的目标变量，以供卫星基于各控制阶段的目标变量达到定时定点着陆定时起飞，实现了每次控制均以定时定点着陆定时起飞为最终目标进行动态联合规划，有效提高了任务的控制重构能力，避免了进行额外的控制，同时降低资源消耗。
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公开(公告)号：CN116305729A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211433710.4
申请日：2022-11-16
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种多圈近天体NRHO轨道计算方法，属于月球和深空探测技术领域。首先，在简化力模型下计算单圈NRHO轨道，以之作为初始轨道；其次，按照一定策略在初始轨道上选取多个拼接点，将之划分为多个轨道段；再次，构建各轨道段端点间的约束关系，包括位置、速度、飞行时间、能量等约束条件；最后，采用特定数值方法和计算策略求解约束关系，得到各个拼接点即轨道段端点的位置、速度等状态，从而获取状态近似连续且满足其他约束关系的多圈轨道。本发明不依赖复杂的优化算法软件，充分利用简单数值迭代计算方法，通过合理选取轨道段端点位置有效解决了近天体NRHO轨道计算易发散的难题，降低了计算难度，提高了设计效率。
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