CN112849434B - 一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 - Google Patents
一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112849434B CN112849434B CN202110116893.6A CN202110116893A CN112849434B CN 112849434 B CN112849434 B CN 112849434B CN 202110116893 A CN202110116893 A CN 202110116893A CN 112849434 B CN112849434 B CN 112849434B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- satellite
- calculating
- time
- ground target
- 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.)
- Active
Links
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000012634 optical imaging Methods 0.000 claims description 5
- 230000003203 everyday effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000036962 time dependent Effects 0.000 claims description 2
- 238000003384 imaging method Methods 0.000 description 4
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明涉及航空航天技术领域,提出了一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用,包括:地面控制站上注地面目标地理经度Jtg、地理纬度Wtg,圆轨道卫星计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ;计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp;计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数;以及计算卫星过顶时刻计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置;计算地面目标的侧摆角θ;以及卫星根据地面目标的侧摆角θ自主进行任务规划。至少部分解决了现有技术中地面任务规划工作负担重、上注数据量大,卫星无法自主完成任务规划的问题,简化了地面任务规划的工作量,减少了上注数据量,为大规模遥感星座的在轨自动化运行奠定了技术基础。
Description
技术领域
本发明总的来说涉及航空航天技术领域,具体而言涉及一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用。
背景技术
随着航空航天技术的迅速发展,对智能化卫星自主规划在轨任务提出了越来越高的要求。而对于圆轨道卫星,计算地面目标过顶时刻是卫星规划在轨任务的基础。
在现有技术中,进行圆轨道卫星地面目标过顶时刻计算时,仍依赖地面控制站进行计算;地面控制站需要进行地面目标过顶时刻计算,完成任务规划并上注数据,存在地面任务规划工作负担重、上注数据量大,卫星无法自主完成任务规划的问题。
发明内容
针对现有技术中,进行圆轨道卫星地面目标过顶时刻计算时,仍依赖地面控制站进行计算;地面控制站需要进行地面目标过顶时刻计算,完成任务规划并上注数据,存在地面任务规划工作负担重、上注数据量大,卫星无法自主完成任务规划的问题,本发明提出一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用,以至少部分解决上述问题。
具体而言,本发明提出一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用,地面控制站无需计算过顶时间,只需要上注地面目标经纬度,圆轨道卫星自主进行过顶时刻计算,包括下列步骤:
计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ;
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp;
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数;以及
计算卫星过顶时刻
计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ包括下列步骤:
计算卫星的轨道恒星周期Ts,表示为下式:
其中,a表示轨道半长轴,μ表示地球引力常数;
计算卫星连续两次经过升交点的交点周期表示为下式:
其中,J2表示地球引力势二阶协系数,Re表示地球赤道半径,i表示卫星轨道倾角;
计算卫星的轨道摄动量表示为下式:
其中,值为负表示向西进动,/>值为正表示向东进动;以及
计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ,表示为下式:
其中,360.9856°是地球每天在惯性空间内的自转角度。
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp包括下列步骤:
计算地面目标的地心经度和地心纬度,
其中地心经度Jwp等于地理经度Jtg,东经为正值、西经为负值,地心纬度表示为下式:
φtg=arctan(0.99330559*tan(Wtg));
将卫星在轨道周期内纬度随时间变化的情况表示为下式:
其中,Δt表示卫星相对当前轨道周期中升轨起点时刻T0的时间间隔;
求解得到的解表示为下式:
以及
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp,表示为下式:
Twp=T0+Δt1;或Twp=T0+At2。
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数包括下列步骤:
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的经度Jmove,表示为下式:
以及
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数,表示为下式:
其中,round(·)表示四舍五入取整。
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数还包括:当min(Jmove,360°-Jmove)<ΔJ/2时,目标过顶时间发生在当前的轨道圈数上,Nmove=0。
计算卫星过顶时刻包括下列步骤:
计算卫星过顶时刻的迭代初值表示为下式:
其中,表示卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要的时间;
进行迭代循环,包括下列步骤:
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为:/>
计算卫星飞行速度v,表示为下式:
其中,μ表示地球引力常数,a表示轨道半长轴;以及
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为:(x*,y*,z*);
以及重复迭代循环,卫星过顶时刻为当x*的值小于0.1km时对应的时刻。
本发明方法的一种应用包括下列步骤:
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为下式:
计算地面目标的侧摆角θ,表示为下式:
其中,θ的取值范围为-90°到+90°;以及
卫星根据地面目标的侧摆角θ自主进行任务规划。
卫星根据地面目标的侧摆角θ自主进行任务规划还包括:
卫星在侧摆角θ的绝对值不超过45°时执行光学成像任务;以及
卫星在侧摆角θ的绝对值超过45°时不执行光学成像任务。
本发明至少具有如下有益效果:至少部分解决了现有技术中地面任务规划工作负担重、上注数据量大,卫星无法自主完成任务规划的问题,简化了地面任务规划的工作量,减少了上注数据量,为大规模遥感星座的在轨自动化运行奠定了技术基础。
附图说明
图1示出了本发明一个实施例中卫星连续两次经过升交点的交点周期内对应的星下点轨迹。
图2示出了本发明一个实施例中卫星在一个交点周期内升轨时的星下点轨迹。
图3示出了本发明一个实施例中卫星在一个交点周期内降轨时的星下点轨迹。
图4示出了本发明中卫星过顶时刻计算方法的整体流程。
具体实施方式
应当指出,各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出,而不一定是比例正确的。在各附图中,给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
在本发明中,除非特别指出,“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外,“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系,而在一定情况下、如在颠倒产品方向后,也可以转换为“布置在…下或下方”,反之亦然。
在本发明中,各实施例仅仅旨在说明本发明的方案,而不应被理解为限制性的。
在本发明中,除非特别指出,量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
在此还应当指出,在本发明的实施例中,为清楚、简单起见,可能示出了仅仅一部分部件或组件,但是本领域的普通技术人员能够理解,在本发明的教导下,可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外,除非另行说明,本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如,可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征,所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
在此还应当指出,在本发明的范围内,“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等,而是允许一定的合理误差,也就是说,所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推,在本发明中,表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
另外,本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出,各方法步骤可以以不同顺序执行。
在本发明中,术语“自主”是指无需从外部(例如从地面)接收数据并且无需人工干预地执行相应任务;术语“过顶时刻”指卫星飞行到地面目标上方,地面目标在卫星轨道坐标系中的Y轴分量为0,且侧摆角小于一定阈值(对于成像类卫星,一般取45°)的时刻;术语“轨道坐标系(VVLH坐标系)”的原点在卫星质心,Z轴由卫星指向地心,Y轴指向轨道面负法线方向,X轴由右手定则确定(对于圆轨道,指向飞行方向)。
下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明:
计算一个卫星轨道周期跨越的经度范围:
卫星在轨运行的轨道恒星周期为其中a为轨道半长轴,μ=3.986005×1014m3/s2,为地球引力常数;
卫星连续两次过升交点的时间间隔定义为交点周期,一个交点周期内对应的星下点轨迹如图1所示。
交点周期计算公式如下:
其中J2=1.0826300×10-3,为地球引力势二阶协系数;Re=6378.137km,为地球赤道半径。i为轨道倾角,根据轨道设计参数确定。
受地球非球形影响,轨道平面在惯性空间内不固定,存在一定的摄动漂移,对于圆轨道,其一天的摄动量可按照下式计算,负值表示向西进动,正值表示向东进动。
地球每天在惯性空间内的自转角度为360.9856°,则卫星每运行一圈跨越的经度为
卫星过目标点对应的纬度时刻Twp推算:
Jtg为所述目标点的地理经度,Wtg为所述目标点的地理纬度;这里要求地理纬度的绝对值不超过轨道面和赤道面夹角(对于顺行轨道,该夹角等于轨道倾角i;对于逆行轨道,该夹角等于180°-i),将地理纬度转化为地心纬度,如下式所示。地心经度与地理经度相同。
φtg=arctan(0.99330559*tan(Wtg))
规定卫星在每次升轨的起始点进行一次任务规划,设升轨起始点时刻为T0。除了最高和最低纬度之外,每个轨道周期内卫星会有两次经过目标点对应的地心纬度φtg,一次升轨过、一次降轨过。升轨和降轨的地面轨迹分别如图2和图3所示。
根据卫星轨道设计,已知一个轨道周期内的纬度随时间变化的函数如下:
其中,Δt为卫星相对当前轨次升轨起点时刻T0的时间间隔。
从升轨和降轨的地面轨迹可以看出,函数f1(Δt)和f2(Δt)均为单调连续函数,因此其逆函数存在,对于目标点所在的地心纬度φtg,其对应的时间间隔有两个解,分别如下:
则卫星过目标点对应的纬度时刻为Twp=T0+Δt1或Twp=T0+Δt2。
计算从Twp时刻卫星位置向西到目标点位置所需跨域的圈次数:
在Twp时刻卫星位置对应的地心经度为Jwp(东经为正、西经为负),则从Twp时刻卫星位置向西到目标点位置所跨越的经度为Jmove,可按下式计算:
则从卫星当前圈次到目标过顶圈次所跨越的圈次数目为其中round(·)表示四舍五入取整。
考虑可能存在的当圈过顶情况,如果min(Jmove,360°-Jmove)<ΔJ/2,则目标过顶时间发生在当前圈次,设置Nmove=0。
目标过顶时刻计算:
从卫星当前轨道圈次向西到目标点过顶圈次所需时长为则计算目标过顶时刻的迭代初值为/>
步骤1
求解目标点在迭代初值时刻的卫星轨道坐标系中的位置/>
步骤2
基于机械能守恒,利用活力公式,对于圆轨道,卫星飞行速度可近似计算如下:
其中,μ=3.986005×1014m3/s2,为地球引力常数;a为轨道半长轴。
计算目标点在时刻的卫星轨道坐标系中的位置(x*,y*,z*);
步骤3
重复步骤2,直至x*的值小于0.1km,对应时刻即为目标点过顶时刻
侧摆角计算与任务执行决策:
过顶时刻目标点在卫星轨道坐标系中的位置/>则目标侧摆角θ计算方法如下:
角度范围为-90°到+90°。
以光学成像为例,成像侧摆角绝对值要求最大不超过45°,则如果abs(θ)≤45°,成像任务执行。如果abs(θ)>45°,则说明从当前时刻起未来一天内,卫星对目标过顶期间的侧摆角过大,无法执行成像任务。
Claims (3)
1.一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法,地面控制站上注地面目标地理经度Jtg、地理纬度Wtg,圆轨道卫星自主进行过顶时刻计算,该方法包括下列步骤:
计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ;
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp;
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数;以及
计算卫星过顶时刻
其中计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ包括下列步骤:
计算卫星的轨道恒星周期Ts,表示为下式:
其中,a表示轨道半长轴,μ表示地球引力常数;
计算卫星连续两次经过升交点的交点周期表示为下式:
其中,J2表示地球引力势二阶协系数,Re表示地球赤道半径,i表示卫星轨道倾角;
计算卫星的轨道摄动量表示为下式:
其中,值为负表示向西进动,/>值为正表示向东进动;以及
计算卫星一个轨道周期跨越的经度范围ΔJ,表示为下式:
其中,360.9856°是地球每天在惯性空间内的自转角度;
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp包括下列步骤:
计算地面目标的地心经度和地心纬度,
其中地心经度Jwp等于地理经度Jtg,东经为正值、西经为负值,地心纬度表示为下式:
φtg=arctan(0.99330559*tan(Wtg));
将卫星在轨道周期内纬度随时间变化的情况表示为下式:
其中,Δt表示卫星相对当前轨道周期中升轨起点时刻T0的时间间隔;
求解得到的解表示为下式:
以及
计算卫星经过地面目标纬度的时刻Twp,表示为下式:
Twp=T0+Δt1;或Twp=T0+Δt2;
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数包括下列步骤:
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的经度Jmove,表示为下式:
计算卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要跨越的轨道圈数,表示为下式:
其中,round(·)表示四舍五入取整;以及
当min(Jmove,360°-Jmove)<ΔJ/2时,目标过顶时间发生在当前的轨道圈数上,Nmove=0;
计算卫星过顶时刻包括下列步骤:
计算卫星过顶时刻的迭代初值表示为下式:
其中,表示卫星从时刻Twp的位置到地面目标位置需要的时间;
进行迭代循环,包括下列步骤:
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为:/>
计算卫星飞行速度v,表示为下式:
其中,μ表示地球引力常数,a表示轨道半长轴;以及
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为:(x*,y*,z*);
以及重复迭代循环,卫星过顶时刻为当x*的值小于0.1km时对应的时刻。
2.一种权利要求1所述的圆轨道卫星过顶时刻计算方法的应用,其特征在于包括下列步骤:
计算时刻地面目标在轨道坐标系中的位置,表示为下式:
计算地面目标的侧摆角θ,表示为下式:
其中,θ的取值范围为-90°到+90°;以及
卫星根据地面目标的侧摆角θ自主进行任务规划。
3.根据权利要求2所述的应用,其特征在于卫星根据地面目标的侧摆角θ自主进行任务规划还包括:
卫星在侧摆角θ的绝对值不超过45°时执行光学成像任务;以及
卫星在侧摆角θ的绝对值超过45°时不执行光学成像任务。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202110116893.6A CN112849434B (zh) | 2021-01-28 | 2021-01-28 | 一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202110116893.6A CN112849434B (zh) | 2021-01-28 | 2021-01-28 | 一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112849434A CN112849434A (zh) | 2021-05-28 |
CN112849434B true CN112849434B (zh) | 2024-05-14 |
Family
ID=75987457
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202110116893.6A Active CN112849434B (zh) | 2021-01-28 | 2021-01-28 | 一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112849434B (zh) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115002905B (zh) * | 2022-08-04 | 2022-10-25 | 北京太极疆泰科技发展有限公司 | 卫星救援的定位方法及信标终端 |
CN115032671A (zh) * | 2022-08-11 | 2022-09-09 | 成都国星宇航科技股份有限公司 | 一种低轨卫星跟踪预报时间段计算方法和装置 |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006036009A (ja) * | 2004-07-27 | 2006-02-09 | National Institute Of Information & Communication Technology | 静止衛星の位置座標表示方法およびそれを用いた座標表示装置 |
CN104298647A (zh) * | 2014-09-30 | 2015-01-21 | 北京航空航天大学 | 基于低轨道地球卫星的地影时刻预报的星上确定方法 |
IL258729A (en) * | 2018-04-16 | 2018-11-29 | Israel Aerospace Ind Ltd | Nano-satellite |
CN109543321A (zh) * | 2018-11-29 | 2019-03-29 | 北京航空航天大学 | 时间窗口生成方法及装置 |
WO2020066470A1 (ja) * | 2018-09-28 | 2020-04-02 | 日本電信電話株式会社 | 干渉電力推定方法、干渉電力推定装置及びプログラム |
CN111634445A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-09-08 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种低轨卫星大幅宽探测垂轨摆扫方法 |
CN111717415A (zh) * | 2020-06-22 | 2020-09-29 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法 |
CN111949922A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-17 | 上海卫星工程研究所 | 适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统 |
CN112269198A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-01-26 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于多普勒效应的卫星确定方法及装置 |
-
2021
- 2021-01-28 CN CN202110116893.6A patent/CN112849434B/zh active Active
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006036009A (ja) * | 2004-07-27 | 2006-02-09 | National Institute Of Information & Communication Technology | 静止衛星の位置座標表示方法およびそれを用いた座標表示装置 |
CN104298647A (zh) * | 2014-09-30 | 2015-01-21 | 北京航空航天大学 | 基于低轨道地球卫星的地影时刻预报的星上确定方法 |
IL258729A (en) * | 2018-04-16 | 2018-11-29 | Israel Aerospace Ind Ltd | Nano-satellite |
WO2020066470A1 (ja) * | 2018-09-28 | 2020-04-02 | 日本電信電話株式会社 | 干渉電力推定方法、干渉電力推定装置及びプログラム |
CN109543321A (zh) * | 2018-11-29 | 2019-03-29 | 北京航空航天大学 | 时间窗口生成方法及装置 |
CN111634445A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-09-08 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种低轨卫星大幅宽探测垂轨摆扫方法 |
CN111717415A (zh) * | 2020-06-22 | 2020-09-29 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法 |
CN111949922A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-17 | 上海卫星工程研究所 | 适用于对地探测任务多时间窗的星上快速计算的方法及系统 |
CN112269198A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-01-26 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于多普勒效应的卫星确定方法及装置 |
Non-Patent Citations (5)
Title |
---|
一种快速预测卫星过顶的简易模型;于文浩;张云;杨树瑚;洪中华;韩彦岭;;全球定位系统(第04期);全文 * |
卫星过顶与成像区域时间的快速预报算法研究;张锦绣;曹喜滨;林晓辉;;哈尔滨工业大学学报(第04期);全文 * |
基于磁强计与太阳敏感器的卫星自主定轨算法;谢祥华;张锐;张静;;宇航学报(第03期);全文 * |
近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型;刘冲;沈振中;江婷;丁紫玉;;数学的实践与认识(第15期);全文 * |
量子科学实验卫星微振动地面测试与估计方法;赵丹;黄迪山;邓雷;朱晓铖;杜济成;;空间科学学报(第05期);全文 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112849434A (zh) | 2021-05-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN112849434B (zh) | 一种圆轨道卫星过顶时刻计算方法和应用 | |
CN104527994B (zh) | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 | |
Quigley et al. | Target acquisition, localization, and surveillance using a fixed-wing mini-UAV and gimbaled camera | |
CN101095090B (zh) | 用于自动绕圈飞行的控制系统 | |
CN104035335B (zh) | 基于高精度纵、横程解析预测方法的平稳滑翔再入制导方法 | |
US8424808B2 (en) | Compensating for wind prior to engaging airborne propulsion devices | |
CN105631095B (zh) | 一种等间隔发射的多约束地月转移轨道簇搜索方法 | |
Peterson et al. | Multivehicle coordination in an estimated time-varying flowfield | |
CN104648695B (zh) | 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法 | |
CN103991559B (zh) | 一种洛伦兹航天器悬停控制方法 | |
CN109460057B (zh) | 一种面向多目标的网格化翼伞归航方法 | |
Persson et al. | Model predictive control for autonomous ship landing in a search and rescue scenario | |
CN107310752B (zh) | 一种太阳帆航天器行星圆悬浮轨道之间的转移方法 | |
CN111268177B (zh) | 一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法 | |
CN101266150A (zh) | 一种无人机侧向领航方法 | |
CN105892487A (zh) | 一种无人机8字形航迹控制方法 | |
CN109657256A (zh) | 一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法 | |
CN112607065A (zh) | 一种基于电推进系统的高精度相位控制方法 | |
US8209070B2 (en) | Methods and systems for efficiently orienting an agile vehicle using a gyroscope array | |
CN105511493A (zh) | 一种基于火星大气辅助的低轨星座部署方法 | |
US8437892B1 (en) | Method and system for establishment and maintenance of a global formation of directionally-fixed spacecraft without the use of expendable mass | |
Wu et al. | Sliding-mode control for staring-mode spacecraft using a disturbance observer | |
CN112572835A (zh) | 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法 | |
CN115072007A (zh) | 基于自主任务规划的全电推进卫星轨道转移方法 | |
CN108082538B (zh) | 一种考虑始末约束的多体系统低能量捕获轨道方法 |
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 | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |