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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：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：CN113093776B
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202110239649.9
申请日：2021-03-04
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种航天器的离轨参数确定方法及装置，包括：根据航天器离轨前的轨道参数、离轨后的瞄准再入参数和瞄准着陆点，计算备选离轨制动参数，根据备选离轨制动参数和离轨后采用的预设制导控制算法，确定控制航天器离轨后的实际再入参数，若确定再入偏差不满足再入精度要求，则修正瞄准再入参数，执行计算备选离轨制动参数的步骤，直至确定再入偏差满足再入精度要求时，根据实际再入参数计算航天器的实际着陆点，若确定航天器的着陆偏差不满足着陆精度要求，则修正瞄准着陆点，执行计算备选离轨制动参数的步骤，直至确定着陆偏差满足着陆精度要求时，得到实际离轨制动参数，初始时，瞄准再入参数根据给定再入参数确定，瞄准着陆点根据给定着陆点确定。(56)对比文件Li, GF等.The Orbit Maneuvers forSpacecraft reentry with Full Parameters.《 2018 37TH CHINESE CONTROL CONFERENCE》.2018,全文.徐海涛等.飞船返回控制精度分析与应用.《载人航天》.2014,第20卷(第2期),全文.
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公开(公告)号：CN114368493B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202111456842.4
申请日：2021-12-01
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种航天器的变轨控制方法、装置、电子设备及介质，用以解决航天器穿越交会过程中存在碰撞风险的问题。首先，根据偏置量集合对远程导引交会四脉冲变轨控制策略的第一脉冲控制量进行调整，确定第一脉冲控制量集合；其次，根据追踪航天器的第一脉冲控前轨道参数和第一脉冲控制量集合，确定接续三脉冲控制策略集合；然后，基于接续三脉冲控制策略集合，计算每组策略的追踪航天器和目标航天器在交会过程中的最小相对距离；考虑轨道控制误差，将最小相对距离大于安全距离阈值的最小偏置量作为第一脉冲目标偏置量；最后，根据第一脉冲目标偏置量对应的第一脉冲控制量和接续三脉冲控制策略，对追踪航天器进行变轨控制，从而规避碰撞风险。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118306581B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410184290.3
申请日：2024-02-19
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及航天测控技术领域，具体公开一种近地轨道航天器全相位交会对接任务规划方法及系统，该方法包括：计算待规划全相位交会对接任务对应的近地轨道上的目标航天器与追踪航天器之间的初始轨道条件，并获取目标航天器和追踪航天器分别在目标任务需求下的对接约束条件；基于初始轨道条件以及目标航天器和追踪航天器分别在目标任务需求下的对接约束条件，生成待规划全相位交会对接任务所需的测控资源和飞控事件；根据相对约束关系，对飞控事件及其包含的对接指令模组按照测控资源分配结果进行时序规划，生成目标规划结果。本发明在适应不同交会对接模式下的对接任务要求的同时，还提升了近地轨道航天器全相位交会对接任务规划的可靠性。
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公开(公告)号：CN117864424A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410039624.8
申请日：2024-01-10
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种航天器的质量估计方法、装置、存储介质及电子设备。其中，该方法包括：获取航天器所处目标轨道的实测综合阻力系数和目标轨道的大气阻力系数初始值，其中，实测综合阻力系数为实际测量得到的综合阻力系数；基于大气阻力系数初始值和航天器的预设质量确定目标轨道的标称综合阻力系数，其中，标称综合阻力系数为理论计算得到的综合阻力系数；基于实测综合阻力系数和标称综合阻力系数确定大气阻力系数目标值；基于大气阻力系数初始值、预设质量和大气阻力系数目标值估计航天器的目标质量。本发明解决了相关技术中对航天器的质量进行估计的效率较低的技术问题。
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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：CN113093776A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110239649.9
申请日：2021-03-04
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种航天器的离轨参数确定方法及装置，包括：根据航天器离轨前的轨道参数、离轨后的瞄准再入参数和瞄准着陆点，计算备选离轨制动参数，根据备选离轨制动参数和离轨后采用的预设制导控制算法，确定控制航天器离轨后的实际再入参数，若确定再入偏差不满足再入精度要求，则修正瞄准再入参数，执行计算备选离轨制动参数的步骤，直至确定再入偏差满足再入精度要求时，根据实际再入参数计算航天器的实际着陆点，若确定航天器的着陆偏差不满足着陆精度要求，则修正瞄准着陆点，执行计算备选离轨制动参数的步骤，直至确定着陆偏差满足着陆精度要求时，得到实际离轨制动参数，初始时，瞄准再入参数根据给定再入参数确定，瞄准着陆点根据给定着陆点确定。
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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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