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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：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：CN114818243A
公开(公告)日：2022-07-29
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：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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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：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：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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