-
公开(公告)号：CN105659869B
公开(公告)日：2014-06-25
申请号：CN201110013260.9
申请日：2011-09-27
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种基于数传信号的甚长基线干涉测量处理方法，其方法是，首先求取时延小于一个数传信号互相关周期的部分，具体步骤如下：1)通过两站接收信号的时域互相关求取整数采样间隔的时延；2)对两接收信号进行整数采样间隔时延的补偿后，进行条纹率搜索，得到两信号的时延率；3)对两信号进行整数采样间隔时延和条纹率补偿，利用互谱相位求取小于一个采样间隔的时延。然后利用航天器-测站的粗略相对位置关系估算整周期模糊度。基于上述处理即可得到要求的航天器信号到两测站的时延。本发明在接收不到专门的VLBI信标信号且无实时先验模型的情况下，利用航天器最常播发的数传信号进行自主的VLBI处理，实现了航天器到达地面测站的时延估算。
-
公开(公告)号：CN118690110A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410780105.7
申请日：2024-06-17
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种天地基测量融合的星座卫星轨道确定方法及装置，涉及卫星测轨技术领域，其中，该方法包括：基于天地基融合观测模型，获取待测星座卫星的测轨数据集合，天地基融合观测模型是将天基测量模型与地基测量模型进行融合后得到的模型，根据测轨数据集合和卫星轨道初始化信息，完成初始化设置，在完成初始化设置后，构建地面观测站与卫星、卫星与卫星之间的观测方程，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程，根据加权最小二乘原理对线性微分方程进行微分迭代，得到待测星座卫星在当前轨道上的位置速度信息。本发明解决了相关技术中仅采用单一测轨方式，测轨效率较低的技术问题。
-
公开(公告)号：CN114964215B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202210363872.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，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，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。
-
公开(公告)号：CN118244301A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410337132.7
申请日：2024-03-22
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本发明公开了一种全球导航卫星系统的载波相位周跳检测方法及装置。其中，该方法包括：获取全球导航卫星系统的载波相位观测值；利用抗差卡尔曼滤波对载波相位观测值进行滤波处理，得到周跳探测量；对周跳探测量进行粗差检测，得到粗差检测结果，其中，粗差检测结果用于表示周跳探测量中是否出现粗差，粗差用于表示周跳探测量中偏离值大于预设偏离值的残差值；基于粗差检测结果对周跳探测量进行周跳检测，得到周跳检测结果，其中，周跳检测结果用于表示周跳探测量中是否出现周跳，周跳用于表示整周计数的跳变或中断。本发明解决了单频载波相位周跳探测中数据收敛速度较慢、周跳检测结果精度低的技术问题。
-
公开(公告)号：CN115236961A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210340692.9
申请日：2022-04-02
Applicant: 北京航天飞行控制中心
Abstract: 本申请公开了一种火星时间的确定方法、装置、存储介质以及电子装置。该方法包括：在目标时刻获取目标点在火星地理坐标系中的位置信息以及行星星历表；将火星地理坐标系中的位置信息转换至火星固联坐标系中，得到目标点的直角坐标向量；将直角坐标向量转换至火星平赤道坐标系中，得到目标直角坐标向量；根据目标时刻和行星星历表确定太阳在火星平赤道坐标系下的太阳直角坐标向量，并确定目标直角坐标向量与太阳直角坐标向量之间的夹角，得到目标夹角；根据目标夹角确定目标时刻对应的火星时间。通过本申请，解决了相关技术中无法准确确定火星时间的问题。
-
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。
-
公开(公告)号：CN113158342B
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202110417514.7
申请日：2021-04-19
Applicant: 北京航天飞行控制中心
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06Q10/0635 , G06Q10/0639 , G06N7/01 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种航天器解体碎片的再入风险度数据的处理方法和装置。其中，该方法包括：采集处于再入陨落状态下的至少一个解体碎片的状态数据，其中，状态数据包括如下至少之一：解体碎片的质量、再入速度、截面积和体积；基于至少一个解体碎片的状态数据，预测至少一个解体碎片落点的概率分布密度函数；调取用于表征地球表面的人口分布的地理栅格数据；基于每个解体碎片落点的概率分布密度函数和地理栅格数据，获取每个解体碎片撞击地球表面时产生的风险数据，其中，风险数据包括如下至少之一：伤亡面积、伤亡人数和再入危险度。本发明解决了对航天器再入解体碎片进行地面风险度评估的准确度低的技术问题。
-
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.
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
29
records
(took 0.039 seconds)
