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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：CN113310496A
公开(公告)日：2021-08-27
申请号：CN202110508133.X
申请日：2021-05-08
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/24 , G01C21/16 , G06F30/20 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种确定月地转移轨道的方法及装置，该方法为：根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地转移时间，确定预设再入点的再入时间初始值；确定预设再入点的月地转移轨道根数，根据再入时间初始值和月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；对二体模型下的月地转移轨道进行修正，获得高精度模型下目标月地转移轨道；根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定月地入射控制参数。
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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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公开(公告)号：CN113310496B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202110508133.X
申请日：2021-05-08
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/24 , G01C21/16 , G06F30/20 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种确定月地转移轨道的方法及装置，该方法为：根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地转移时间，确定预设再入点的再入时间初始值；确定预设再入点的月地转移轨道根数，根据再入时间初始值和月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；对二体模型下的月地转移轨道进行修正，获得高精度模型下目标月地转移轨道；根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定月(56)对比文件CN 107908835 A,2018.04.13CN 110096726 A,2019.08.06CN 110733667 A,2020.01.31张磊 等.绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法《.宇航学报》.2014,第35卷(第12期),1388-1395.本立言;严玲玲;谢祥华;张锐;王国际.直接再入大气的月地转移轨道设计.北京航空航天大学学报.2020,(02),50-56.沈红新;周建平;彭祺擘;李海阳.载人登月定点返回轨道设计与特性分析.中国科学:技术科学.2012,(09),57-65.
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113569391A
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202110770094.0
申请日：2021-07-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G01C21/24 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质，涉及航天技术领域。该方法提供了一种可以适用于探测器的入轨能量偏差较大的情况的地月转移轨道参数确定方法，提出了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等参数，可以根据探测器的实际入轨偏差状态，控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点，再次实施地月转移机动。相较于采用中途修正策略修正探测器的半长轴偏差的方式，该方法可以大大降低探测器的推进剂消耗。且，该方法可以引入B平面参数确定目标地月转移机动速度增量，可以相对提高计算过程中的收敛速度。
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公开(公告)号：CN113569391B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202110770094.0
申请日：2021-07-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G01C21/24 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质，涉及航天技术领域。该方法提供了一种可以适用于探测器的入轨能量偏差较大的情况的地月转移轨道参数确定方法，提出了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等参数，可以根据探测器的实际入轨偏差状态，控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点，再次实施地月转移机动。相较于采用中途修正策略修正探测器的半长轴偏差的方式，该方法可以大大降低探测器的推进剂消耗。且，该方法可以引入B平面参数确定目标地月转移机动速度增量，可以相对提高计算过程中的收敛速度。
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公开(公告)号：CN113536536B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202110636269.9
申请日：2021-06-08
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开一种多天体飞越探测轨道设计方法，该方法包括：首先，基于飞越探测任务的能量、时间等约束或者对目标物理特征、轨道特征的探测需求，定义初步筛选参数，从包含海量天体的数据库中筛选出初步待飞越探测的天体目标；其次，对于待飞越探测目标，结合现有转移轨道计算方法，设置多个目标确定门限条件，基于各门限条件逐层优选天体目标，最终确定多天体飞越探测的目标序列，同时得到相应的飞越探测轨道。本发明有效解决了海量天体目标搜索空间大、探测飞行轨道计算时间长、多目标序列优化难等问题，降低了多天体飞越探测轨道设计难度，提高了多目标任务轨道设计的效率。
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公开(公告)号：CN113536536A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110636269.9
申请日：2021-06-08
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开一种多天体飞越探测轨道设计方法，该方法包括：首先，基于飞越探测任务的能量、时间等约束或者对目标物理特征、轨道特征的探测需求，定义初步筛选参数，从包含海量天体的数据库中筛选出初步待飞越探测的天体目标；其次，对于待飞越探测目标，结合现有转移轨道计算方法，设置多个目标确定门限条件，基于各门限条件逐层优选天体目标，最终确定多天体飞越探测的目标序列，同时得到相应的飞越探测轨道。本发明有效解决了海量天体目标搜索空间大、探测飞行轨道计算时间长、多目标序列优化难等问题，降低了多天体飞越探测轨道设计难度，提高了多目标任务轨道设计的效率。
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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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