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公开(公告)号：CN114818243B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202111527460.6
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种地火转移轨道设计方法及相关装置，该方法基于预设迭代次数，通过全局优化算法对各轨道参数进行迭代处理，以从每次迭代得到的火星探测器在发射后的第一总速度增量J1中确定第一最小速度增量J1min。并根据J1min对应的各轨道参数的第一赋值结果确定地火转移轨道。本申请实施例中的轨道参数包括火星探测器入轨时刻t0，从所述t0到近月点的时间dtEL，从所述t0到深空机动的时间dtDSM，从所述t0到火星的时间dtEM，月球借力半径rPL以及月球借力方位角#imgabs0#基于上述轨道参数所确定的地火转移轨道能够通过月球借力来修正探测器出地球影响球时速度大小和方向，进而减少控制火星探测器进入预定地火转移所需的燃料消耗。
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公开(公告)号：CN114964250B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202210363871.4
申请日：2022-04-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质。其中，该方法包括：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型；根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，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，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。本发明解决了相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。
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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：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：CN114510780A
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210057502.2
申请日：2022-01-18
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本申请实施例提供了一种探测器自由返回轨道的设计方法及相关装置，通过基于任务约束需求的目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以确定探测器的P平面参数的迭代偏差。并基于该迭代偏差对轨道设计参数进行修正，以确定满足该目标参数的不同轨道构型的自由返回轨道。迭代过程中基于B平面参数公式，根据探测器的矢量参数确定P平面参数的第一参数值，并根据该矢量参数和目标参数确定P平面参数的第二参数值，进而根据第一参数值和第二参数值确定该迭代偏差。针对每次迭代处理，若迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对初始值进行修正，并将修正后的各轨道设计参数作为下一次迭代的初始值，重复迭代过程，直至迭代偏差不大于预设阈值。
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Patent Agency Ranking
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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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：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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