CN116701823A - 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质 - Google Patents

交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN116701823A
CN116701823A CN202310981874.9A CN202310981874A CN116701823A CN 116701823 A CN116701823 A CN 116701823A CN 202310981874 A CN202310981874 A CN 202310981874A CN 116701823 A CN116701823 A CN 116701823A
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
point
intersecting
intersection
shutdown
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.)
Granted
Application number
CN202310981874.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116701823B (zh
Inventor
刘世勇
梅昌明
廖明瑞
孙雪
黄海兵
牛智勇
张谦
李劲涛
周岳姣
梁武
邓喜文
周敏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Changsha Xiangyu Information Technology Co ltd
Shanghai Aerospace System Engineering Institute
Original Assignee
Changsha Xiangyu Information Technology Co ltd
Shanghai Aerospace System Engineering Institute
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Changsha Xiangyu Information Technology Co ltd, Shanghai Aerospace System Engineering Institute filed Critical Changsha Xiangyu Information Technology Co ltd
Priority to CN202310981874.9A priority Critical patent/CN116701823B/zh
Publication of CN116701823A publication Critical patent/CN116701823A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116701823B publication Critical patent/CN116701823B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02D—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGIES [ICT], I.E. INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGIES AIMING AT THE REDUCTION OF THEIR OWN ENERGY USE
    • Y02D30/00—Reducing energy consumption in communication networks
    • Y02D30/70—Reducing energy consumption in communication networks in wireless communication networks

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质，该方法包括：基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器的最高点高度；基于交会航天器的关机点参数计算交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。本发明应用于航天任务总体设计和软件开发领域，基于航天器二体理论，无需数值积分即可获得交会点空间范围，不仅计算快捷简便，而且物理意义清晰、响应参数变化便捷，可有效地应用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。

Description

交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质
技术领域
本发明涉及航天任务总体设计和软件开发技术领域，具体是一种交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质。
背景技术
直升式空间交会是航天器空间交会的一种重要方式，常用于地基动能拦截弹反卫星作战，或月面航天器从月面起飞后与环月航天器实施空间交会对接。相比于近地空间交会对接常用的通过多圈飞行逐渐调整空间交会两航天器的相位和轨道面偏差的方式，直升式空间交会不会形成完整的绕中心天体飞行的过程，在主要的动力推进结束后，往往在半个无动力飞行轨道周期内完成空间交会，因此交会时间相对更短，交会点的空间范围也相对更小。如何计算直升式空间交会的交会点空间范围，是方案总体设计或工程实施时需要面对的问题。
准确地计算直升式空间交会的交会点空间范围，需要采用数值积分的方式，对不同射向、射高和飞行程序的运载火箭或导弹上升段弹道进行遍历计算，获得交会点空间分布的外包络，作为交会点的空间范围。这种计算方式虽然计算精度高、计算结果可信度高，但计算过程复杂，响应参数调整困难，并且由于单纯依赖数值计算，参数间的机理关系不清晰。在方案总体设计或工程实施中，尚缺少一种计算精度适中，但能快速获得清晰简明计算结果的方法。
发明内容
针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种直升式航天器空间交会的交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质，本发明基于航天器二体理论，给出不依赖于数值积分的解析计算方法，不仅计算快捷简便，还具有物理意义清晰、响应参数变化便捷的优势，与数值积分结果相比，也具有较高的精度，可用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
为实现上述目的，本发明提供一种交会点空间范围估算方法，包括如下步骤：
基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度；
基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；
计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，所述最高点高度与所述地面射程的关系曲线，所述关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。
在其中一个实施例，所述交会航天器的关机点参数包括交会航天器的关机点高度、关机点速度/>以及关机点速度方向与当地水平线夹角/>。
在其中一个实施例，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度，包括：
基于交会航天器的关机点高度与关机点速度计算交会航天器关机后的轨道半长轴；
基于交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后轨道的偏心率；
基于交会航天器关机后的轨道半长轴与轨道的偏心率计算得到交会航天器的最高点高度。
在其中一个实施例，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度，具体包括：
基于交会航天器的关机点高度与关机点速度计算交会航天器关机后的轨道半长轴，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半长轴，/>为地球平均半径，/>为地球引力常数；
基于交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后轨道的偏心率，为：
其中，为交会航天器关机后轨道的偏心率，/>为交会航天器关机后轨道的能量参数；
基于交会航天器关机后的轨道半长轴与轨道的偏心率计算得到交会航天器的最高点高度，为：
；
其中，为交会航天器的最高点高度。
在其中一个实施例，所述交会航天器关机后轨道的能量参数具体为：。
在其中一个实施例，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，包括：
基于交会航天器的关机点高度以及交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后的轨道半通径；
基于交会航天器的关机点高度与关机后的轨道半通径计算交会航天器关机点的真近点角；
基于所述真近点角得到交会航天器最高点与关机点之间的地心角，并基于所述地心角得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。
在其中一个实施例，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，具体包括：
基于交会航天器的关机点高度以及交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后的轨道半通径，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半通径，/>为地球平均半径，/>为交会航天器关机后轨道的能量参数；
基于交会航天器的关机点高度与关机后的轨道半通径计算交会航天器关机点的真近点角，为：
；
其中，为交会航天器关机点的真近点角，/>为交会航天器关机后轨道的偏心率；
基于所述真近点角得到交会航天器最高点与关机点之间的地心角，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地心角；
基于所述地心角得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。
为实现上述目的，本发明还提供一种交会点空间范围估算装置，采用上述的方法，所述交会点空间范围估算装置包括：
参数获取单元，用于获取交会航天器的关机点参数；
最高计算单元，用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度；
射程计算单元，用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；
结果输出单元，用于计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，所述最高点高度与所述地面射程的关系曲线，并将所述关系曲线的包络范围作为交会点空间范围估算结果输出。
为实现上述目的，本发明还提供一种终端设备，所述终端设备上设有：
存储器，用于存储程序；
处理器，用于执行所述存储器存储的所述程序，当所述程序被执行时，所述处理器用于执行如上述的方法的部分或全部步骤。
为实现上述目的，本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令；所述计算机执行指令被处理器执行时用于实现如上述的方法的部分或全部步骤。
与现有技术相比，本发明的具有如下有益技术效果：
1、本发明基于航天器二体理论，无需数值积分，只通过简单的解析方法即可解算获得精度适中的交会点空间范围；
2、本发明与数值积分结果相比，不仅计算快捷简便，还具有物理意义清晰、响应参数变化便捷的优势，可用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例中交会点空间范围估算方法的流程图；
图2为本发明实施例中不同关机速度条件下交会航天器最高点的高度与射程关系曲线示意图；
图3为本发明实施例中交会点空间范围估算装置的结构框图；
图4为本发明实施例中终端设备的结构框图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
实施例1
本实施例公开了一种直升式航天器空间交会的交会点空间范围估算方法，该方法基于航天器二体理论，无需数值积分即可解算获得精度适中的交会点空间范围，不仅计算快捷简便，还具有物理意义清晰，响应参数变化便捷的优势，与数值积分结果相比，也具有较高的精度，可用于方案设计或工程实施时的辅助计算或态势显示。
考虑到目前的空间交会，无论交会目的是碰撞拦截还是空间对接，末制导阶段均采用光学导引头。因此本实施例中的交会点空间范围估算方法在分析交会点空间范围时，限定交会点处于直升式交会航天器的上升弧段，即交会航天器在到达无动力飞行轨道的最高点之前实现交会，避免末制导时目标航天器低于交会航天器，导致地球的背景形成光学干扰。因此，分析交会点空间范围，就是分析直升式交会航天器轨道最高点的分布范围，该分布范围采用轨道最高点高度和射程的可达范围描述，即当目标航天器轨迹对应的高度和相对于发射点的射程在该分布范围内时，认为交会航天器可实现与该目标航天器的交会。
参考图1，本实施例中的交会点空间范围估算方法具体地包括如下步骤1至步骤4。
步骤1，获取交会航天器的关机点参数，其中，交会航天器的关机点参数指的是交会航天器处于主动段关机点时的高度、速度以及水平线夹角，即交会航天器的关机点参数包括：交会航天器的关机点高度、关机点速度/>以及关机点速度方向与当地水平线夹角/>。
步骤2，基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度，其具体实施过程为：
首先，基于交会航天器的关机点高度与关机点速度计算交会航天器关机后的轨道半长轴，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半长轴，/>为地球平均半径，/>为地球引力常数；
其次，基于交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后轨道的偏心率，为：
；
其中，为交会航天器关机后轨道的偏心率，/>为交会航天器关机后轨道的能量参数，为：
；
最后，基于交会航天器关机后的轨道半长轴与轨道的偏心率计算得到交会航天器的最高点高度，为：
；
其中，为交会航天器的最高点高度。
步骤3，基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。交会航天器关机点与发射点之间的距离，即为主动段射程，该主动段射程相对于交会航天器的全射程为小量，因此在交会航天器最高点与关机点之间的地面射程基础上迭加固定的主动段射程经验值，作为交会点相对于发射点的射程。其中，计算地面射程的具体实施过程为：
首先，基于交会航天器的关机点高度以及交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后的轨道半通径，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半通径；
其次，基于交会航天器的关机点高度与关机后的轨道半通径计算交会航天器关机点的真近点角，为：
；
其中，为交会航天器关机点的真近点角；
然后，基于真近点角得到交会航天器最高点与关机点之间的地心角，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地心角；
最后，基于地心角得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。
步骤4，计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，其中，最高点高度为关系曲线的纵轴，地面射程为关系曲线的横轴，关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果，当目标航天器轨迹对应的高度和相对于发射点的射程位于关系曲线的包络范围内时，即认为交会航天器可实现与该目标航天器的交会。
例如，设定交会航天器关机点高度，计算关机速度方向与当地水平线夹角/>在0°至90°范围内变化时，计算最高拦截点的高度/>和地面射程/>（相对于关机点）。图2给出了关机点速度/>为6000m/s至8000m/s范围内的交会航天器最高点高度/>和地面射程/>之间的关系曲线。由图2可知，随着关机点速度/>的增加，交会航天器最高点的射程和射高都相应增加。对于8000m/s的关机速度，轨道最高点的射程已经大于地球半周长（约20000km），可以实现与地球另一侧对应高度卫星的交会。
实施例2
基于实施例1中的交会点空间范围估算方法，本实施例公开了一种交会点空间范围估算装置。参考图3，该交会点空间范围估算装置包括参数获取单元、最高计算单元、射程计算单元与结果输出单元。该交会点空间范围估算装置用于执行实施例1中交会点空间范围估算方法的部分或全部步骤，进而实现直升式航天器空间交会的交会点空间范围估算。具体地：
参数获取单元用于获取交会航天器的关机点参数，包括交会航天器的关机点高度、关机点速度/>以及关机点速度方向与当地水平线夹角/>；
最高计算单元用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度；
射程计算单元用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；
结果输出单元用于计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，最高点高度与地面射程的关系曲线，并将关系曲线的包络范围作为交会点空间范围估算结果输出。
本实施例中，参数获取单元、最高计算单元、射程计算单元与结果输出单元的具体工作过程以及工作原理均与实施例1中的方法相同，因此本实施例中不再对其进行赘述。
实施例3
如图4所示为本实施例公开的一种终端设备，包括发送器、接收器、存储器以及处理器。其中，发送器用于发送指令和数据，接收器用于接收指令和数据，存储器用于存储计算机执行指令，处理器用于执行存储器存储的计算机执行指令，以实现上述实施例1中交会点空间范围估算方法所执行的部分或全部步骤。其具体实施过程与前述实施例1中交会点空间范围估算方法相同。
需要注意的是，上述存储器既可以是独立的，也可以跟处理器集成在一起。当存储器独立设置时，该终端设备还包括总线，用于连接存储器和处理器。
实施例4
本实施例公开了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，当处理器执行计算机执行指令时，实现上述实施例1中交会点空间范围估算方法所执行的部分或全部步骤。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种交会点空间范围估算方法，其特征在于，包括如下步骤：
基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度；
基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；
计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，所述最高点高度与所述地面射程的关系曲线，所述关系曲线的包络范围即为交会点空间范围估算结果。
2.根据权利要求1所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述交会航天器的关机点参数包括交会航天器的关机点高度、关机点速度/>以及关机点速度方向与当地水平线夹角/>。
3.根据权利要求1所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度，包括：
基于交会航天器的关机点高度与关机点速度计算交会航天器关机后的轨道半长轴；
基于交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后轨道的偏心率；
基于交会航天器关机后的轨道半长轴与轨道的偏心率计算得到交会航天器的最高点高度。
4.根据权利要求3所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度，具体包括：
基于交会航天器的关机点高度与关机点速度计算交会航天器关机后的轨道半长轴，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半长轴，/>为地球平均半径，/>为地球引力常数；
基于交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后轨道的偏心率，为：
；
其中，为交会航天器关机后轨道的偏心率，/>为交会航天器关机后轨道的能量参数；
基于交会航天器关机后的轨道半长轴与轨道的偏心率计算得到交会航天器的最高点高度，为：
；
其中，为交会航天器的最高点高度。
5.根据权利要求4所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述交会航天器关机后轨道的能量参数具体为：。
6.根据权利要求2至5任一项所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，包括：
基于交会航天器的关机点高度以及交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后的轨道半通径；
基于交会航天器的关机点高度与关机后的轨道半通径计算交会航天器关机点的真近点角；
基于所述真近点角得到交会航天器最高点与关机点之间的地心角，并基于所述地心角得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。
7.根据权利要求6所述的交会点空间范围估算方法，其特征在于，所述基于交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，具体包括：
基于交会航天器的关机点高度以及交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角计算交会航天器关机后的轨道半通径，为：
；
其中，为交会航天器关机后的轨道半通径，/>为地球平均半径，/>为交会航天器关机后轨道的能量参数；
基于交会航天器的关机点高度与关机后的轨道半通径计算交会航天器关机点的真近点角，为：
；
其中，为交会航天器关机点的真近点角，/>为交会航天器关机后轨道的偏心率；
基于所述真近点角得到交会航天器最高点与关机点之间的地心角，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地心角；
基于所述地心角得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程，为：
；
其中，为交会航天器最高点与关机点之间的地面射程。
8.一种交会点空间范围估算装置，其特征在于，采用权利要求1至7任一项所述的方法，所述交会点空间范围估算装置包括：
参数获取单元，用于获取交会航天器的关机点参数；
最高计算单元，用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器的最高点高度；
射程计算单元，用于根据交会航天器的关机点参数计算得到交会航天器最高点与关机点之间的地面射程；
结果输出单元，用于计算交会航天器的关机点速度方向与当地水平线夹角在0°至90°范围内变化时，所述最高点高度与所述地面射程的关系曲线，并将所述关系曲线的包络范围作为交会点空间范围估算结果输出。
9.一种终端设备，其特征在于，所述终端设备上设有：
存储器，用于存储程序；
处理器，用于执行所述存储器存储的所述程序，当所述程序被执行时，所述处理器用于执行如权利要求1至7中任一项所述的方法的部分或全部步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令；所述计算机执行指令被处理器执行时用于实现如权利要求1至7中任一项所述的方法的部分或全部步骤。
CN202310981874.9A 2023-08-07 2023-08-07 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质 Active CN116701823B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310981874.9A CN116701823B (zh) 2023-08-07 2023-08-07 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310981874.9A CN116701823B (zh) 2023-08-07 2023-08-07 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116701823A true CN116701823A (zh) 2023-09-05
CN116701823B CN116701823B (zh) 2023-10-27

Family

ID=87837869

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310981874.9A Active CN116701823B (zh) 2023-08-07 2023-08-07 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116701823B (zh)

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160347482A1 (en) * 2015-05-27 2016-12-01 The Aerospace Corporation Systems and methods for estimating parameters of a spacecraft based on emission from an atomic or molecular product of a plume from the spacecraft
CN111268176A (zh) * 2020-01-17 2020-06-12 中国人民解放军国防科技大学 一种摄动轨道四脉冲交会快速优化方法
US10776450B1 (en) * 2016-09-26 2020-09-15 United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Closed form estimator for ballistic missile flight
CN111859526A (zh) * 2020-06-04 2020-10-30 中国人民解放军国防科技大学 助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法
CN113589832A (zh) * 2021-06-30 2021-11-02 北京宇航系统工程研究所 对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法
US11377237B1 (en) * 2019-05-01 2022-07-05 United Launch Alliance, L.L.C. Orbital rendezvous techniques
CN115392540A (zh) * 2022-07-28 2022-11-25 北京空间飞行器总体设计部 一种用于月球轨道交会制导的快速预报方法
CN115577222A (zh) * 2022-09-16 2023-01-06 中电普信(北京)科技发展有限公司 航天器水滴构型相对运动几何参数计算方法、系统及设备
CN116049998A (zh) * 2023-03-30 2023-05-02 中国人民解放军96901部队 一种变级组合化飞行器的分离点参数快速确定方法和装置
CN116232453A (zh) * 2023-03-20 2023-06-06 中国人民解放军军事科学院系统工程研究院 一种卫星太赫兹通信信道大气传输损耗计算方法
US20230221722A1 (en) * 2022-01-11 2023-07-13 Central South University Distance Control Method and System for Relative Motion between Satellites

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160347482A1 (en) * 2015-05-27 2016-12-01 The Aerospace Corporation Systems and methods for estimating parameters of a spacecraft based on emission from an atomic or molecular product of a plume from the spacecraft
US10776450B1 (en) * 2016-09-26 2020-09-15 United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Closed form estimator for ballistic missile flight
US11377237B1 (en) * 2019-05-01 2022-07-05 United Launch Alliance, L.L.C. Orbital rendezvous techniques
CN111268176A (zh) * 2020-01-17 2020-06-12 中国人民解放军国防科技大学 一种摄动轨道四脉冲交会快速优化方法
CN111859526A (zh) * 2020-06-04 2020-10-30 中国人民解放军国防科技大学 助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法
CN113589832A (zh) * 2021-06-30 2021-11-02 北京宇航系统工程研究所 对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法
US20230221722A1 (en) * 2022-01-11 2023-07-13 Central South University Distance Control Method and System for Relative Motion between Satellites
CN115392540A (zh) * 2022-07-28 2022-11-25 北京空间飞行器总体设计部 一种用于月球轨道交会制导的快速预报方法
CN115577222A (zh) * 2022-09-16 2023-01-06 中电普信(北京)科技发展有限公司 航天器水滴构型相对运动几何参数计算方法、系统及设备
CN116232453A (zh) * 2023-03-20 2023-06-06 中国人民解放军军事科学院系统工程研究院 一种卫星太赫兹通信信道大气传输损耗计算方法
CN116049998A (zh) * 2023-03-30 2023-05-02 中国人民解放军96901部队 一种变级组合化飞行器的分离点参数快速确定方法和装置

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
HAIBING HUANG: "Multi-objective optimization of zero propellant maneuver using hybrid programming", ACTA ASTRONAUTICA, pages 154 - 160 *
VIJAY MURALIDHARAN, M.REZA EMAMI: "Concurrent rendezvous control of underactuated spacecraft", ACTA ASTRONAUTICA, pages 28 - 42 *
李瑭，刘世勇: "单点弹道精度与轨道半长轴远地点高度计算精度的映射关系", 飞行器测控学报, pages 131 - 136 *
王鹏，赵石磊，陈万春: "基于可达区在线预测的GPI中制导协同拦截策略", 北京航空航天大学学报 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116701823B (zh) 2023-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106595674B (zh) 基于星敏感器和星间链路的heo卫星编队飞行自主导航方法
WO2017113567A1 (zh) 火星探测器自主导航方法
Xu et al. Quasi-equilibrium glide adaptive guidance for hypersonic vehicles
CN105184002B (zh) 一种数传天线指向角度的仿真分析方法
RU2555080C2 (ru) Способ и система для устранения насыщения инерционных колес космического аппарата
CN109911249B (zh) 低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法
EP3379366B1 (en) Methods and apparatus to minimize command dynamics of a satellite
CN110077626B (zh) 一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法
CN107525492B (zh) 一种适用于敏捷对地观测卫星的偏流角仿真分析方法
EP4068042A1 (en) Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium
CN109774974A (zh) 一种用于空间碎片接近的轨道设计方法
CN112287525B (zh) 固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法
CN109460049B (zh) 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法
CN115373423B (zh) 一种用于商业卫星的编队捕获方法
CN112817065B (zh) 新型地气光抑制系统及方法
CN112407336A (zh) 一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法
CN108680171A (zh) 一种对日定向卫星星敏感器安装指向获取方法和系统
CN113788166A (zh) 基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法
CN110162069B (zh) 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
CN116701823B (zh) 交会点空间范围估算方法、装置、终端设备及存储介质
CA2728393A1 (en) Method and device for optimization of the mass of a satellite
Wood The evolution of deep space navigation: 1999–2004
Herfort et al. Trajectory preparation for the approach of spacecraft rosetta to comet 67p/churyumov-gerasimenko
CN106643742A (zh) 一种卫星自主连续观测小行星的方法
CN112379680B (zh) 一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质

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