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公开(公告)号：CN111460615B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010141056.4
申请日：2020-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种地月L2点任务发射窗口设计方法。本发明根据工程约束、任务需求和轨道设计情况，获取窗口设计约束条件、轨道和任务重要参数等；然后同时对转移段和使命段轨道进行约束条件相关的特性分析，分别筛选出满足任务要求的发射窗口日期集合；最后求解两者并集，生成相应日期下完整的标称飞行轨道进行确认，得到最终的发射窗口设计结果。该方法可满足工程任务对发射窗口的多约束需求。
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公开(公告)号：CN108917772A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810300378.1
申请日：2018-04-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了基于序列图像的非合作目标相对导航运动估计方法，实施非合作目标在轨任务对相对导航的快速性、高精度和高可靠性有较高要求，特别是当主动航天器不借助地面操作、自主完成对非合作目标的相对导航及制导与控制时尤为重要。本发明克服现有非合作目标相对导航运动参数估计方法的不足，采用序列距离图像作为输入，通过体单元对图像进行空间离散化处理，结合非合作目标动力学方程进行卡尔曼滤波，克服了特征识别方法的局限性，提高了估计精度和效率，降低了数据处理量。
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公开(公告)号：CN104787360B
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201510119690.7
申请日：2015-03-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于轨迹保持需求的遥感卫星空间碎片规避机动方法，根据遥感卫星在轨运行允许的地面轨迹漂移范围构建标称轨迹保持控制环，并划分为不同区域，对可能发生危险交会需要进行轨道机动规避空间碎片碰撞威胁的航天器，针对不同区域确定不同的机动策略，以达到规避碰撞风险的目的。本发明方法采用轨迹保持控制环作为制定策略的依据，简单高效，易于操作，特别适合空间碎片碰撞规避这种需要很高时效性的操作，能够提高效率，节省时间，为空间碎片碰撞规避赢得宝贵的时间，提高卫星在轨运行的安全性。同时最大限度的降低了规避机动对航天器飞行任务的影响，提升了卫星空间碎片碰撞预警与规避能力。
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公开(公告)号：CN119271947A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411371846.6
申请日：2024-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/15
Abstract: 本发明公开了一种环月大椭圆轨道星载轨道预报方法，该方法包括：将预设的初始t0时刻的经典轨道要素转化为初始的平均的Delaunay正则轨道要素；根据预设的初始t0时刻的经典轨道要素和初始的平均的Delaunay正则轨道要素得到辅助变量；根据辅助变量得到线性外推所需的比例系数；根据线性外推所需的比例系数和预设外推时长得到t时刻的平均Delaunay正则轨道要素；根据t时刻的平均Delaunay正则轨道要素得到修正后t时刻的平均Delaunay正则轨道要素；将修正后t时刻的平均Delaunay正则轨道要素转化为t时刻的经典轨道要素；根据修正后t时刻的平均Delaunay正则轨道要素和t时刻的经典轨道要素得到t时刻的位置和速度。本发明具有计算量小、计算速度快和计算精度高的优点。
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公开(公告)号：CN114137993B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202111284770.X
申请日：2021-11-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种带有深空机动的地火短转移轨道发射窗口搜索方法，包括：建立轨道优化设计模型，将轨道优化设计问题转化为多维非线性规划问题，确定轨道优化设计参数、优化指标，并给出模型优化时的约束函数；利用C3能量等高线图和兰伯特理论获取轨道优化设计参数初值；将轨道优化设计参数初值带入多维非线性规划问题求解过程中，待优化收敛之后，提取轨道方案设计关键参数，完成发射轨道窗口搜索。本发明方法提出在考虑运载发射约束的地火短转移中进行一次深空机动，并采用优化的方法进行窗口搜索，可以有效适应运载火箭对探测器的约束，拓宽火星探测器发射窗口，该方法可用于火星探测器地火转移轨道发射窗口搜索。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114115330A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111274664.3
申请日：2021-10-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供了一种兼顾火星环绕、进入、着陆探测的轨道设计方法，根据速度增量需求和不同倾角、半长轴的遥感轨道的演化规律，综合考虑近火点光照及全火覆盖情况，设计出遥感轨道；然后考虑近火点漂移和中继数据量，设计中继轨道；再考虑速度增量需求、进入点误差、着陆区详查等约束，设计停泊轨道；根据着陆点纬度与近火点纬度的关系，并考虑近火制动的安全性和速度增量需求，选择近火点高度、倾角和轨道周期等参数；最后用多次变轨将各阶段飞行轨道完整的连接在一起，实现了一步完成环绕、进入、着陆探测的目标。
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公开(公告)号：CN113086250A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110272097.1
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本申请公开了一种基于工程约束的月地转移轨道修正方法，该方法包括：根据月地转移轨道某时刻的轨道状态和再入点目标要求，确定修正速度增量。该方法通过将全目标策略、偏置策略和降阶策略结合，在月地转移轨道的第一次中途修正采用全目标策略，第二次中途修正采用预偏置策略，第三次中途修正采用降阶策略，实现单次控制对再入点状态全目标的瞄准，并减小分离过程、控制残差等对再入点的影响，在实际飞行中存在误差的情况下实现再入状态的稳定收敛。本申请解决了现有技术中转移轨道修正方法不能满足实际修正需求的技术问题。
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公开(公告)号：CN111460614B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010140860.0
申请日：2020-03-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种地月L2点转移轨道中途修正方法，根据转移轨道某时刻的轨道状态和终端目标要求，确定中途修正所需的速度增量，使探测器在转移轨道存在误差的情况下，满足进入地月L2点轨道的终端状态要求。本发明巧妙地利用地月L2点轨道的动力学特性，选取了经过地月会合坐标系XOZ面处的速度分量作为控制目标，满足了地月L2点轨道稳定的终端要求，保证了工程的可操作性；同时采用了分级目标的逐次迭代，保证了算法的收敛性。
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公开(公告)号：CN111361762B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010141058.3
申请日：2020-03-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，可以覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。
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公开(公告)号：CN110077626B
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN201910194284.5
申请日：2019-03-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明为一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法，具体过程为：首先根据轨道特性计算进入地月L2点Lissajous轨道的近月点脉冲，然后给定两次捕获脉冲的位置和Halo进入点位置，采用状态转移矩阵修正初始状态的方法求解Halo轨道第一次捕获脉冲，第二次捕获位置上Halo轨道所需的速度减去轨道运行到第二次捕获位置时的速度求得第二次捕获脉冲，最后根据工程约束，调整两次捕获脉冲的位置，计算Halo轨道不同相位点进入所需要的两次脉冲量，选取三次脉冲之和最小的策略。该策略采用三脉冲对Halo轨道捕获策略进行优化，不仅满足工程中的多约束需求，节省了速度增量，而且适用范围广。
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