本发明公开了一种适用于组网低轨卫星联合定轨的系统及方法,系统包括LE0星座地面集中式定轨模块和LEO星座分布式定轨模块；所述LE0星座地面集中式定轨模块,用于获取观测数据和测量数据,并根据所述观测数据和所述测量数据获取各颗LE0星座卫星的预测轨道信息；所述LEO星座分布式定轨模块,用于根据所述测量数据和所述预测轨道信息获取所述LEO星座卫星的轨道信息。本发明的目的在于提供一种适用于组网低轨卫星联合定轨的系统及方法,解决在只有部分区域有LEO卫星地面跟踪站情况下,无法满足LEO星座卫星自主、实时、高精度定轨的问题。

本发明公开了一种GEO卫星化电混合推进变轨方法,所述方法包括如下步骤：步骤一：确定GEO卫星变轨过程初末状态参数；其中,变轨过程分为化推变轨、电推变轨2个阶段,先进行化推变轨、后进行电推变轨；步骤二：确定化推变轨方程；步骤三：确定电推变轨方程；步骤四：确定化电混合变轨优化模型,根据化电混合变轨优化模型得到化推段最优变轨参数；步骤五：根据化推段最优变轨参数、化推变轨方程、电推变轨方程得到化推推进剂消耗、电推推进剂消耗以及电推变轨时间。本发明计算过程简单,计算结果可靠,变轨指标优于常规设计值。

本公开提供一种卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质,涉及航空航天领域,能够解决卫星轨道变换方法较为复杂,求解效率不高的问题。具体技术方案为：获取卫星从初始轨道单次变换至目标轨道所需的目标速度增量和目标偏航角；根据目标速度增量、目标偏航角以及轨道变换次数n确定卫星经过从所述初始轨道经过n次轨道变换变换至所述目标轨道时每次轨道变换时的最优速度增量Δv-(i)和最优偏航角β-(i),n为大于1的整数,i为大于0且小于等于n的整数；根据Δv-(i)、火箭推力F确定卫星每次轨道变换时的点火时刻t-(i)～(dev)以及变轨点火时长Δt-(i)；根据β-(i)、t-(i)～(dev)以及Δt-(i)对卫星进行轨道变换。本发明用于能够优化且精确计算得到卫星轨道变换策略,提高求解效率。

本发明实施例公开了一种航天器目标姿态的确定方法,包括：获取航天器的主任务目标方向,确定与主任务目标方向相同的第一矢量对应的第一姿态四元数；获取航天器的副任务目标方向,确定与副任务目标方向之间夹角最小的第二矢量对应的第二姿态四元数；根据第一姿态四元数和第二姿态四元数确定航天器目标姿态。本发明实施例提供的航天器目标姿态的确定方法,将航天器的主任务目标方向和副任务目标方向进行组合设计,这样建立的姿态能最大限度的保证主任务和副任务的实施,达到了确定航天器最优姿态的效果。

本申请提供的一种大规模低轨卫星星座的部署方法、装置、设备及存储介质,所述方法包括：在火箭与多个卫星分离后,控制第一组卫星进入标称轨道形成第一轨道面；并控制第2组卫星至第N组卫星停留在停泊轨道,其中,多个卫星分为N个组,其中,所述标称轨道的高度大于所述停泊轨道的高度；基于所述第一轨道面与所述第i组卫星欲形成的第i轨道面之间的升交点赤经差确定第i组卫星中各个卫星的调整时间,所述调整时间包括：停泊时间和爬升时间；基于所述停泊时间,控制所述第i组卫星中各个卫星在停泊轨道停留,并基于所述爬升时间控制第i组卫星中各个卫星从停泊轨道爬升至标称轨道形成所述第i轨道面,以形成卫星星座。

本发明涉及一种基于单台霍尔推力器实现微小卫星转轨和姿控的方法,属于微小卫星转轨和姿控技术领域。本发明通过将传统霍尔推力器的单管供气改进为多管供气,并利用霍尔推力器自身的工作原理,实现了仅用一台霍尔推力器就产生了x方向的力以及x,y,z方向的力矩。本发明的技术优点在于：通过一台霍尔推力器就能够实现微小卫星在轨道转移过程中的推力,并在维持转轨推力的前提下,同时能够完成卫星的姿态控制,从而提高了微小卫星的全电推技术应用的可行性。

本发明公开了一种多层并联反馈的航天器控制系统及方法,该系统包括原子任务管理模块、并行任务管理模块、序列任务管理模块、总任务管理模块和智能人机接口模块；其中,以自主管理为核心,采用多层开放式结构,以接受从指定动作到指定目标,再到自选目标等各级别作战指令；基于并联反馈,建立层间联系,实现面向任务的更大回路的闭环控制。本发明不仅能够实现简单卫星的姿态和轨道控制能力,且能够实现在轨智能自主感知与信息处理、智能自主目标识别和自主决策打击能力。

一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法,是一种多约束条件下投放的运载平台制导控制方法。该方法针对商业火箭运载器分离窗口需要同时满足飞行高度、马赫数、动压和姿态角的范围要求,把约束条件分解成先达到的边界指标、后达到的边界指标和可优化的边界指标,并把这些指标作为相应的转段条件从而把载荷投放飞行段分解为载荷投放飞行前段、载荷准备投放段、载荷马上投放段,使得载荷投放时性能指标最优化,同时在载荷飞行段对俯仰程序角和偏航程序角指令进行补偿,使得飞行攻角和侧滑角尽量接近于零,达到更好的载荷平台投放效果。

本发明公开的一种双栅极结构的碳纳米管气体场电离推力器,属于空间推进技术领域。本发明主要由气体扩散室、电离室、二次加速室三部分组成。气体扩散室包括通气底座、第一隔离层、发射极底座、碳纳米管发射极、发射极冷压接线端子。气体通过通气底座进入气体扩散室完成扩散；气体工质通过碳纳米管发射极上的通气孔进入电离室,通过给发射极冷压接线端子和提取栅极冷压接线端子加电,在电离室实现气体电离和一次加速。电离后的气体离子通过提取栅极的气孔进入二次加速室,通过给提取栅极冷压接线端子和加速栅极冷压接线端子加电,二次加速后的离子通过加速栅极的气孔喷出,通过改变二次加速室提取栅极和加速栅极电势差的方式来满足粒子速度的控制。

本发明公开了一种火箭垂直回收着陆段轨迹控制方法,通过将两个凸优化问题中的目标函数加权求和得到了一个新的最优化问题,相对于传统的制导方法,本发明同时求解了两个优化目标,在确保优化性能的同时减少了计算量,也降低了考虑不确定性和扰动时的难度；同时,本发明通过将凸优化的方法与鲁棒模型预测控制算法相结合,把原来的非凸可行域转化为凸可行域,在考虑了垂直回收过程中存在的大气扰动的情况下,有效保证了解的全局最优性,同时也弥补了模型预测控制算法在计算时间方面的不足。