CN107065930A - 一种复杂约束严格回归轨道控制方法 - Google Patents
一种复杂约束严格回归轨道控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107065930A CN107065930A CN201710404048.2A CN201710404048A CN107065930A CN 107065930 A CN107065930 A CN 107065930A CN 201710404048 A CN201710404048 A CN 201710404048A CN 107065930 A CN107065930 A CN 107065930A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- mrow
- msub
- mtr
- mtd
- orbit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 31
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 9
- 238000003079 width control Methods 0.000 claims description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000011160 research Methods 0.000 description 3
- 210000001367 artery Anatomy 0.000 description 2
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004080 punching Methods 0.000 description 2
- 230000035807 sensation Effects 0.000 description 2
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
- G05D1/104—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft involving a plurality of aircrafts, e.g. formation flying
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明公开了一种复杂约束严格回归轨道控制方法，包含如下步骤：S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略。本发明能够星上自主实现3维高精度空间管道控制。
Description
技术领域
本发明特别涉及一种复杂约束严格回归轨道控制方法。
背景技术
随着星载SAR技术应用需求的不断发展,有效载荷对卫星平台控制要求不断提高，由以往1维地面轨迹漂移约束提升为3维的严格回归约束，即卫星全寿命期间实际轨道运行在以参考轨道(严格回归精度优于米级)为中心，R为半径的空间管道内。严格回归轨道控制精度直接影响卫星的回归精度以及有效载荷的工作效率。
目前，国内现在仅有针对常规以地面轨迹漂移为约束的研究成果，尚无严格回归控制研究成果，国外有少量相关研究成果，这些研究成果存在燃料消耗未优化、依赖于地面支持、方法适用性有限以及约束条件较简单等不足。
发明内容
本发明的目的是提供一种复杂约束严格回归轨道控制方法，能够星上自主实现3维高精度空间管道控制。
为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：
一种复杂约束严格回归轨道控制方法，其特点是，该方法包含如下步骤：
S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；
S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；
S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略。
所述的步骤S3后还包含：
S4，判断所述的虚拟编队是否需要控制，若是，则依据虚拟编队控制策略，计算3脉冲控制速度增量，并根据卫星特性参数转化为对应的喷气控制指令序列，选择对应的推力器，完成喷气控制；若否，则重复步骤S1～S3。
所述的步骤S1具体为：
根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数(xc，zc，c，d，α，Δt)；
其中，(xc,zc)为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆中心点坐标；
c为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆半短轴；
d为相对运动轨迹椭圆半长轴；
α为半长轴与Hill坐标系下OHZH的夹角；
Δt为卫星真实轨道相对参考轨道在轨道切向距离为零条件下的时间
差值。
所述的步骤S2中采用公式(1)求解虚拟编队构形参数(Δa，p，s，θFF，ψFF)；
其中，p表示编队构形轨道平面内构形尺寸，s表示编队构形轨道平面外构形尺寸，θFF表示相对偏心率矢量相位角，ψFF表示相对倾角矢量相位角，Δa表示辅星相对主星的半长轴差值。
所述步骤S3中采用公式(2)，确定管径半径；
其中，E为管道半径，EN为E的法线分量，ER为E的径向分量；u1、a1、i1、Ω1值表示计算时刻虚拟主星的参考轨道开普勒根数；R表示管径
边界阈值；dd表示设定的裕度值，
所述的步骤S4中采用公式(3)计算3脉冲控制速度增量；
其中，Δv0为法向控制速度增量；Δv1和Δv2表示平面内第一、二次控制速度增量；Δa*为半长轴控制量，n1表示计算时刻虚拟主星的平均轨道角速度。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：
1、工程可实现性强，节省燃料本方法能够建立严格回归轨道控制所需清晰的技术流程，建立基于GNSS接收机测量数据的相对运动参数、管径E以及控制量的映射关系，考虑了卫星控制***响应延迟特性以及复杂摄动环境，设计基于虚拟编队的控制策略，工程可实现强，同时利用摄动完成部分控制任务，节省燃料消耗，国内尚无相关研究成果，国外研究成果工程考虑约束较为理想，且地面依赖性较强；
2、提高卫星自主化水平卫星自主化运行包括自主化控制是未来发展的趋势，能够克服传统的依赖地面***控制方式需要大量的人力物力，运营成本高，处理故障和突发事件的能力差，不能胜任复杂的控制任务等不足，建立满足精度要求同时星上能够实现的高精度轨道演化模型，提升卫星控制自主化水平，无过度复杂运算，能够在轨自主运行；
3、方法可靠性和适用性强采用虚拟编队控制策略，将新控制任务转化为较为成熟的编队控制任务，方法可靠性和适用性强，保证了控制任务的品质。
附图说明
图1为本发明一种复杂约束严格回归轨道控制方法的流程图；
图2为本发明涉及的空间管道及管道半径示意图；
图3为本发明涉及的相对特征量参数映射示意图。
具体实施方式
以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。
为了便于说明问题，引入编队构形参数的说明。
为了描述辅星相对于主星的运动，定义如下相对轨道根数Δα矢量：
其中，下标1表示主星绝对轨道六根数；下标2表示辅星绝对轨道六根数，Δu表示相对平纬度幅角之差。
其中，p/a1和θFF分别是Δe矢量的大小和相位，s/a1和ψFF分别是Δi矢量的大小和相位。
如图1～3所示，一种复杂约束严格回归轨道控制方法，包含如下步骤：
S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；
S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；
S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略；
S4，判断所述的虚拟编队是否需要控制，若是，则依据虚拟编队控制策略，计算3脉冲控制速度增量，并根据卫星特性参数转化为对应的喷气控制指令序列，选择对应的推力器，完成喷气控制；若否，则重复步骤S1～S3。
上述的步骤S1具体为：根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数(xc，zc，c，d，α，Δt)；
其中，(xc,zc)为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆中心点坐标；
c为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆半短轴；
d为相对运动轨迹椭圆半长轴；
α为半长轴与Hill坐标系下OHZH的夹角；
Δt为卫星真实轨道相对参考轨道在轨道切向距离为零条件下的时间差值。
上述的步骤S2中采用公式(1)求解虚拟编队构形参数(Δa，p，s，θFF，ψFF)；
其中，p表示编队构形轨道平面内构形尺寸，s表示编队构形轨道平面外构形尺寸，θFF表示相对偏心率矢量相位角，ψFF表示相对倾角矢量相位角，Δa表示辅星相对主星的半长轴差值。
上述步骤S3中采用公式(2)，确定管径半径；
其中，E为管道半径，EN为E的法线分量，ER为E的径向分量；u1、a1、i1、Ω1值表示计算时刻虚拟主星的参考轨道开普勒根数；R表示管径边界阈值；dd表示设定的裕度值。
上述的步骤S4中采用公式(3)计算3脉冲控制速度增量；
其中，Δv0为法向控制速度增量，调整平面外参数，在u1＝arctan(Δiy/Δix)时刻正向或者u2＝arctan(Δiy/Δix)+π时刻负向喷气；Δv1和Δv2表示平面内第一、二次控制速度增量，Δv1是在纬度幅角u1＝arctan(Δey/Δex)的时刻喷气，Δv2是在纬度幅角为u2＝u1+π的时刻喷气；Δa*为半长轴控制量包括步骤S2确定的相对半长轴偏差Δa以及根据编队参数s受摄规律以及太阳活动情况而确定的偏置量，n1表示计算时刻虚拟主星的平均轨道角速度。
综上所述，本发明一种复杂约束严格回归轨道控制方法，能够星上自主实现3维高精度空间管道控制。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (6)
1.一种复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，该方法包含如下步骤：
S1，根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数；
S2，根据所述的相对运动特征参数，以虚拟主星运行在参考轨道上，以卫星真实轨道为辅星，形成虚拟编队，并确定虚拟编队构形参数；
S3，根据所述的虚拟编队构形参数，确定管径半径，得出对应的控制策略。
2.如权利要求1所述的复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，所述的步骤S3后还包含：
S4，判断所述的虚拟编队是否需要控制，若是，则依据虚拟编队控制策略，计算3脉冲控制速度增量，并根据卫星特性参数转化为对应的喷气控制指令序列，选择对应的推力器，完成喷气控制；若否，则重复步骤S1～S3。
3.如权利要求1所述的复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，所述的步骤S1具体为：
根据GNSS数据以及星载参考轨迹点，利用星载高精度轨道演化模型，完成相对运动特征量的确定，输出相对运动特征参数(xc，zc，c，d，α，Δt)；
其中，(xc,zc)为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆中心点坐标；
c为卫星真实轨道相对参考轨道的相对运动轨迹椭圆半短轴；
d为相对运动轨迹椭圆半长轴；
α为半长轴与Hill坐标系下OHZH的夹角；
Δt为卫星真实轨道相对参考轨道在轨道切向距离为零条件下的时间差值。
4.如权利要求3所述的复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，所述的步骤S2中采用公式(1)求解虚拟编队构形参数(Δa，p，s，θFF，ψFF)；
<mrow>
<mfenced open = "[" close = "]">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mi>p</mi>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mi>s</mi>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&theta;</mi>
<mrow>
<mi>F</mi>
<mi>F</mi>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&psi;</mi>
<mrow>
<mi>F</mi>
<mi>F</mi>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>a</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>=</mo>
<mfenced open = "[" close = "]">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<msqrt>
<mrow>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>c</mi>
<mi> </mi>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>+</mo>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>d</mi>
<mi> </mi>
<mi>c</mi>
<mi>o</mi>
<mi>s</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
</mrow>
</msqrt>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msqrt>
<mrow>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>c</mi>
<mi> </mi>
<mi>c</mi>
<mi>o</mi>
<mi>s</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>+</mo>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>d</mi>
<mi> </mi>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
</mrow>
</msqrt>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>a</mi>
<mi> </mi>
<mi>t</mi>
<mi>a</mi>
<mi>n</mi>
<mn>2</mn>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>d</mi>
<mi> </mi>
<mi>cos</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>/</mo>
<mi>c</mi>
<mi> </mi>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<mi>&pi;</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>a</mi>
<mi> </mi>
<mi>tan</mi>
<mn>2</mn>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>c</mi>
<mi> </mi>
<mi>c</mi>
<mi>o</mi>
<mi>s</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>/</mo>
<mi>d</mi>
<mi> </mi>
<mi>sin</mi>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>x</mi>
<mi>c</mi>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，p表示编队构形轨道平面内构形尺寸，s表示编队构形轨道平面外构形尺寸，θFF表示相对偏心率矢量相位角，ψFF表示相对倾角矢量相位角，Δa表示真实辅星相对虚拟主星的半长轴差值。
5.如权利要求4所述的复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，所述步骤S3中采用公式(2)，确定管径半径；
<mrow>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>E</mi>
<mi>R</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mi>p</mi>
<mi> </mi>
<mi>cos</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>u</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&theta;</mi>
<mrow>
<mi>F</mi>
<mi>F</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>a</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>E</mi>
<mi>N</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mi>s</mi>
<mi> </mi>
<mi>sin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>u</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&psi;</mi>
<mrow>
<mi>F</mi>
<mi>F</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>/</mo>
<mi>sin</mi>
<mi> </mi>
<msub>
<mi>i</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>&omega;</mi>
<mi>e</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&Omega;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mi>cos</mi>
<mi> </mi>
<msub>
<mi>u</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>t</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>E</mi>
<mo>=</mo>
<msqrt>
<mrow>
<msubsup>
<mi>E</mi>
<mi>N</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>E</mi>
<mi>R</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
</mrow>
</msqrt>
<mo>&le;</mo>
<mi>R</mi>
<mo>-</mo>
<mi>d</mi>
<mi>d</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>2</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，E为管道半径，EN为E的法线分量，ER为E的径向分量；u1、a1、i1、Ω1值表示计算时刻虚拟主星的参考轨道开普勒根数；R表示管径边界阈值；dd表示设定的裕度值。
6.如权利要求5所述的复杂约束严格回归轨道控制方法，其特征在于，所述的步骤S4中采用公式(3)计算3脉冲控制速度增量；
<mrow>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>&Delta;v</mi>
<mn>0</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>n</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mi>s</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>&Delta;v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mn>0.25</mn>
<msub>
<mi>n</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>|</mo>
<mi>p</mi>
<mo>|</mo>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>&Delta;a</mi>
<mo>*</mo>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>&Delta;v</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mn>0.25</mn>
<msub>
<mi>n</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>|</mo>
<mi>p</mi>
<mo>|</mo>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&Delta;a</mi>
<mo>*</mo>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>3</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，Δv0为法向控制速度增量；Δv1和Δv2表示平面内第一、二次控制速度增量；Δa*为半长轴控制量，n1表示计算时刻虚拟主星的平均轨道角速度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710404048.2A CN107065930A (zh) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | 一种复杂约束严格回归轨道控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710404048.2A CN107065930A (zh) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | 一种复杂约束严格回归轨道控制方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107065930A true CN107065930A (zh) | 2017-08-18 |
Family
ID=59616234
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710404048.2A Pending CN107065930A (zh) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | 一种复杂约束严格回归轨道控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107065930A (zh) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109739262A (zh) * | 2019-01-25 | 2019-05-10 | 上海微小卫星工程中心 | 一种快速自主转移轨道控制方法 |
| CN110378012A (zh) * | 2019-07-16 | 2019-10-25 | 上海交通大学 | 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法 |
| CN110865902A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-03-06 | 上海航天控制技术研究所 | 一种管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法 |
| CN111273692A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-06-12 | 上海航天控制技术研究所 | 一种编队构形控制策略自主诊断方法 |
| CN111290433A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-06-16 | 上海航天控制技术研究所 | 一种长期自主编队联合管道保持方法 |
| CN111806729A (zh) * | 2020-08-05 | 2020-10-23 | 上海卫星工程研究所 | 考虑拱线旋转的非冻结轨道多星定位编队设计方法 |
| CN111811519A (zh) * | 2020-07-22 | 2020-10-23 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于参考轨道的高精度半长轴衰减确定方法 |
| CN113848567A (zh) * | 2021-08-26 | 2021-12-28 | 深圳市魔方卫星科技有限公司 | 一种sar卫星面内最优轨控确定方法、装置及相关设备 |
| CN115320891A (zh) * | 2022-10-12 | 2022-11-11 | 北京航天驭星科技有限公司 | 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法 |
| CN116750210A (zh) * | 2023-07-12 | 2023-09-15 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种用于对卫星编队的轨道进行控制的方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103257653A (zh) * | 2013-05-22 | 2013-08-21 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法 |
| CN104950668A (zh) * | 2015-05-13 | 2015-09-30 | 上海交通大学 | 卫星编队解析式燃料优化控制方法及*** |
| CN105138005A (zh) * | 2015-06-16 | 2015-12-09 | 北京航空航天大学 | 一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法 |
-
2017
- 2017-06-01 CN CN201710404048.2A patent/CN107065930A/zh active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103257653A (zh) * | 2013-05-22 | 2013-08-21 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于燃料消耗优化的卫星编队构形控制方法 |
| CN104950668A (zh) * | 2015-05-13 | 2015-09-30 | 上海交通大学 | 卫星编队解析式燃料优化控制方法及*** |
| CN105138005A (zh) * | 2015-06-16 | 2015-12-09 | 北京航空航天大学 | 一种基于星间距离的相对轨道要素确定方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| CHRISTIAN ARBINGER,SIMONE D"AMICO,MICHAEL EINEDER: "precise groud-the-loop orbit control for low earth observation satellites", 《PROCEEDINGS OF THE 18TH INTERNATIONAL SYMPOSIUM ON SPACE FLIGHT DYNAMICS》 * |
| 杨盛庆，杜耀珂，贾艳胜，王文妍: "基于约化相对轨道拟平根数的长期稳定高精度卫星编队导航技术", 《空间控制技术与应用》 * |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109739262A (zh) * | 2019-01-25 | 2019-05-10 | 上海微小卫星工程中心 | 一种快速自主转移轨道控制方法 |
| CN109739262B (zh) * | 2019-01-25 | 2022-04-19 | 上海微小卫星工程中心 | 一种快速自主转移轨道控制方法 |
| CN110378012A (zh) * | 2019-07-16 | 2019-10-25 | 上海交通大学 | 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法 |
| CN110378012B (zh) * | 2019-07-16 | 2021-07-16 | 上海交通大学 | 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法、***及介质 |
| CN110865902B (zh) * | 2019-10-25 | 2023-06-02 | 上海航天控制技术研究所 | 一种管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法 |
| CN110865902A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-03-06 | 上海航天控制技术研究所 | 一种管道导航参考轨道存储上注诊断的批处理方法 |
| CN111273692A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-06-12 | 上海航天控制技术研究所 | 一种编队构形控制策略自主诊断方法 |
| CN111290433A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-06-16 | 上海航天控制技术研究所 | 一种长期自主编队联合管道保持方法 |
| CN111811519A (zh) * | 2020-07-22 | 2020-10-23 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于参考轨道的高精度半长轴衰减确定方法 |
| CN111811519B (zh) * | 2020-07-22 | 2022-06-24 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于参考轨道的高精度半长轴衰减确定方法 |
| CN111806729A (zh) * | 2020-08-05 | 2020-10-23 | 上海卫星工程研究所 | 考虑拱线旋转的非冻结轨道多星定位编队设计方法 |
| CN113848567A (zh) * | 2021-08-26 | 2021-12-28 | 深圳市魔方卫星科技有限公司 | 一种sar卫星面内最优轨控确定方法、装置及相关设备 |
| CN113848567B (zh) * | 2021-08-26 | 2023-05-30 | 深圳市魔方卫星科技有限公司 | 一种sar卫星面内最优轨控确定方法、装置及相关设备 |
| CN115320891A (zh) * | 2022-10-12 | 2022-11-11 | 北京航天驭星科技有限公司 | 一种基于虚拟卫星的近圆标称轨道控制方法 |
| CN116750210A (zh) * | 2023-07-12 | 2023-09-15 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种用于对卫星编队的轨道进行控制的方法 |
| CN116750210B (zh) * | 2023-07-12 | 2024-02-20 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种用于对卫星编队的轨道进行控制的方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107065930A (zh) | 一种复杂约束严格回归轨道控制方法 | |
| CN104064869B (zh) | 基于mems惯导的双四元数动中通天线控制方法及*** | |
| CN104142686B (zh) | 一种卫星自主编队飞行控制方法 | |
| CN108761507B (zh) | 基于短弧定轨和预报的导航卫星轨道快速恢复方法 | |
| CN101246012B (zh) | 一种基于鲁棒耗散滤波的组合导航方法 | |
| CN102495950A (zh) | 一种适用于太阳同步轨道的倾角偏置量获取方法 | |
| CN100476359C (zh) | 一种基于星光角距的深空探测器upf自主天文导航方法 | |
| CN101750067B (zh) | 一种成像式地球敏感器地球扁率修正方法 | |
| CN104443432B (zh) | 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法 | |
| CN103364805A (zh) | 伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法及*** | |
| CN106679674B (zh) | 基于星历模型的地月L2点Halo轨道阴影分析方法 | |
| CN104567930A (zh) | 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法 | |
| CN108562295B (zh) | 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法 | |
| CN104729457B (zh) | 太阳相对近地轨道微小卫星位置的确定方法 | |
| CN103279127B (zh) | 一种仅用角度信息的geo轨道卫星自主控制方法 | |
| CN102591343A (zh) | 基于两行根数的卫星轨道维持控制方法 | |
| CN105891863A (zh) | 一种基于高度约束的扩展卡尔曼滤波定位方法 | |
| CN114229038B (zh) | 一种基于j2摄动主动利用的编队构形重构控制方法 | |
| CN104656447A (zh) | 一种航天器抗干扰姿态跟踪的微分几何非线性控制方法 | |
| CN105116430B (zh) | 用于动中通的伪航向的基于卡尔曼滤波的海泊态搜星方法 | |
| CN108511908A (zh) | 一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制***及方法 | |
| CN116481564B (zh) | 基于Psi角误差修正模型的极地双惯导协同标定方法 | |
| CN112061424B (zh) | 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法 | |
| CN103955224A (zh) | 一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法 | |
| CN104949687A (zh) | 一种长时间导航***全参数精度评估方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20170818 |