轨道计算

摘要： 轨道数据是卫星资料处理过程涉及的重要参数,高质量HY-1C卫星产品离不开准确的轨道计算。本文从两行报(Two-Line Orbital Element,TLE)中提取数据,使用STK(Satellite Tool Kit)软件准确模拟出卫星轨道并输出星历表,通过比较两种计算HY-1C卫星轨道算法的精度,评估摄动因素对轨道计算的影响。方法一未考虑摄动,以参考时间的轨道根数为基础外推出观测时间的星历参数,进而计算卫星轨道数据;方法二采用考虑摄动的SGP4模型进行轨道计算。结果表明摄动对轨道计算结果影响明显:不考虑摄动的算法随着时间的推移误差显著增大,0.5 h内位置和速度误差分别小于10 km和10 m/s;考虑摄动的SGP4模型算法计算速度快、计算精度高且稳定性好,24 h内位置和速度误差分别小于68 m和0.051 m/s。因此,SGP4模型算法可用于近轨卫星HY-1C的高精度轨道计算。

摘要： 针对嫦娥五号探测器(CE-5)开展基于深空网测量数据的定轨能力分析。首先从测量原理分析了深空网VLBI数据的误差源,然后利用CE-5的精密轨道评估了VLBI数据的误差,最后基于实测数据与协方差分析理论,分析UXB与VLBI数据的定轨能力。结果表明:转移阶段,单独利用深空网测量数据可以获取优于1 km的转移轨道精度,标校VLBI系统偏差后可以实现优于500 m的轨道精度;环月阶段,轨道解算精度优于200 m,VLBI数据对轨道改进有限,系统偏差甚至会降低轨道精度;基于协方差分析表明,VLBI数据可以降低转移阶段的形式误差近1个量级,但对于环月阶段改进量小于10%。

摘要： 叶培建是中国“嫦娥一号”卫星系统总指挥兼总设计师。一天,他刚走到办公室,负责轨道计算的研究员就向他汇报:“叶总,‘嫦娥一号’的轨道计算由哪所学校来完成,已经确定了吗?”轨道计算是“嫦娥一号”的技术难题,要求非常精准,绝不能有半点差池。为此,叶培建考察了南京大学、国防科大和中国科学院大学等大学的研究所。

摘要： 自动控制、实时纠偏和自动驾驶在盾构工作过程中靠调整左右两侧油缸压力来实现,各个油缸压力的分配与规划路线的弯曲程度、升降程度密切相关,根据规划线路DTA数据高精度算出线路拐弯曲率、上下趋势斜率是重要的前期工作,考虑到盾构DTA数据一般不是等间隔的情况,本文提出了一种非等距节点下关于间隔尺度对斜率二阶逼近、对曲率达到一阶逼近的计算方法,理论上给出了严格证明,并针对一段真实线路加以验证,该方法也可应用到类似交通道路的其他问题中去.

摘要： 针对木星探测任务中轨道计算所面临的轨道动力学问题进行研究.首先,对木星探测轨道计算中涉及的时空参考系进行概述,比较了木星动力学时(TDJ)与质心动力学时(TDB)的差异;其次,对木星的定向参数模型及转换关系进行描述,给出了木星天球参考系与固联参考系的转换关系;再次,对木星探测器定轨计算中所需考虑的动力学模型进行讨论,提供了各类摄动加速度计算所需的公式;最后,对木星探测器JUNO的星历数据进行动力学拟合,检验了动力学模型的正确性.

摘要： 针对嫦娥四号着陆器环月飞行阶段的轨道,开展基于多普勒测量数据的精密轨道计算与精度分析.首先给出了多普勒测量数据的精确观测建模方法.然后,从着陆器姿控力影响,重叠弧段轨道比较,以及独立轨道比较几个方面开展计算与分析,结果表明:姿控喷气会对探测器产生细微的加速度,对轨道计算产生20～50 m的影响;通过重叠弧段的比较,稳定飞行阶段多普勒数据独立解算轨道的精度优于30 m;与测距与VLBI测量联合解算轨道的比较,轨道之间的差异小于50 m.

摘要： Cowell多步法积分器简单易用、计算高效,但也存在着步长变换困难和积分起步需借助其他工具等缺点,限制了其应用范围.为了使Cowell积分器更加方便实用,可以处理更多的问题,对积分器实现了以下3个方面的改进:首先实现了无精度损失的变步长操作,经实际验算,即便经过几十万次的反复步长变换,计算精度也没有损失;其次利用逐阶迭代的方式实现了积分器的自起步,摆脱了对其他工具的依赖;最后推荐了一种增加和分值存储字长的方法来减小舍入误差,误差减小效果显著,积分109圈以后相对误差仍小于1％.

摘要： 1781年,天王星的发现大大鼓舞了天文学家致力于天体力学轨道计算的研究,同时也吸引了一些人继续寻找“海外行星”的热情。不过,“海外行星”的搜寻比“天外行星”搜寻要困难多了,一是距离太阳更远,目标可能会更暗,运动也会更慢(更难与恒星区别);二是海王星轨道的不规则误差并不明显,这使得用寻找海王星的方法计算并定位未知天体证据不足。

摘要： 本文简要介绍了FY3B卫星的轨道计算和程控实施的功能，并通过实际业务运行中的遥测监视软件随机提取一天的遥测数据进行相关波道的数据分析。

摘要： 卫星导航系统实时仿真系统中，卫星数目多、实时性要求高等特点，使得传统轨道计算方法很难适用。针对卫星轨道计算实时、高精度的要求，本文提出轨道积分和轨道插值分离的方法，将轨道计算分成强实时和弱实时两部分，从而解决了强实时性和高精度要求的矛盾。在此基础上，给出实时仿真平台的构建方法和实时仿真控制方法。最后，将轨道计算结果与实际卫星精密星历进行比对，结果表明本文提出的方法简单、有效、可行性强。本文提出的方法已运用于实际系统的测试中，并得到了满意的结果。

摘要： 基于天基空间监测的技术背景,根据单位矢量法的基本原理,给出了一种在已知目标卫星轨道面的前提下仅利用星间测距对目标卫星进行轨道计算的算法,并对已知轨道面的不同误差大小对定轨精度的影响进行了分析。模拟计算表明,轨道倾角的误差对定轨的精度影响更大。

摘要： 本文提出了一种新的扩展型卡尔曼滤波器UKF,它不仅具有较高的精度,而且不必计算偏导数阵.最后,结合卫星轨道计算进行仿真分析,结果表明,UKF有良好的状态估计性能,而且使用简便,适合于非线性系统应用.

摘要： 基于动力学原理,结合轨道与星间距离变率观测进行了GRACE时变重力场解算研究.数据处理步骤归结为:1)通过GRACE轨道产品计算动力学轨道;2)使用轨道残差和星间距离变率残差求解无约束重力场解。轨道计算之目的在于通过已有力学模型，调整初始状态参数以及加速计参数来逼近真实轨道，同时调整后的轨道用以计算星间距离观测的参考值。轨道收敛后，进行轨道残差、星间距离变率残差的计算以及相应的粗差探测，同时计算观测值对初始状态参数，加速度计数据偏差以及重力场系数偏微分，然后，联合轨道与星间距离变率的观测方程进行重力场的求解。

摘要： 本文简要介绍了登月探测器轨道计算数学模型,针对我国运载能力及测控能力,提供了一套从选择探测器发射窗口到标准轨道设计较为完整的工程方法,对发射窗口的选择进行了研究,探讨了登月探测器部分轨道参数间的关系,给出了一条登月探测器的标准轨道.

摘要： 基于各种测量量的数学模型推导了环月探测器状态矢量的信息矩阵,建立了轨道误差RTN分量的误差方程和协方差矩阵.根据探月工程实际轨道测量数据和测站/基线分布情况,计算分析了不同环月轨道位置速度误差RTN分量的影响因素和误差水平.通过CE-1和CE-2卫星实际定轨结果验证了分析方法的有效性.该方法对我国探月二期动力下降初始轨道误差RTN分量计算具有重要参考意义.

摘要： 基于各种测量量的数学模型推导了环月探测器状态矢量的信息矩阵,建立了轨道误差RTN分量的误差方程和协方差矩阵.根据探月工程实际轨道测量数据和测站/基线分布情况,计算分析了不同环月轨道位置速度误差RTN分量的影响因素和误差水平.通过CE-1和CE-2卫星实际定轨结果验证了分析方法的有效性.该方法对我国探月二期动力下降初始轨道误差RTN分量计算具有重要参考意义.

摘要： 基于各种测量量的数学模型推导了环月探测器状态矢量的信息矩阵,建立了轨道误差RTN分量的误差方程和协方差矩阵.根据探月工程实际轨道测量数据和测站/基线分布情况,计算分析了不同环月轨道位置速度误差RTN分量的影响因素和误差水平.通过CE-1和CE-2卫星实际定轨结果验证了分析方法的有效性.该方法对我国探月二期动力下降初始轨道误差RTN分量计算具有重要参考意义.

摘要： 基于各种测量量的数学模型推导了环月探测器状态矢量的信息矩阵,建立了轨道误差RTN分量的误差方程和协方差矩阵.根据探月工程实际轨道测量数据和测站/基线分布情况,计算分析了不同环月轨道位置速度误差RTN分量的影响因素和误差水平.通过CE-1和CE-2卫星实际定轨结果验证了分析方法的有效性.该方法对我国探月二期动力下降初始轨道误差RTN分量计算具有重要参考意义.

摘要： 本发明涉及一种用于通过装入轨道车辆(1)、尤其是动车组或机车中的辅助系统(2)计算驾驶建议的方法，该辅助系统包括计算单元(12)和数据存储器(13)，在所述数据存储器中存储有行车时刻表信息和要驶过的路段的路段信息、轨道车辆(1)和有可能挂在轨道车辆上的车厢的物理特性，所述方法具有如下方法步骤：检测轨道车辆(1)的实时位置；检测轨道车辆(1)的实时速度；检测轨道车辆(1)的制动部件的瞬时状态参数；将制动部件的状态参数与制动部件的状态参数的存储在数据存储器(13)中的设定范围进行比较；基于制动部件的状态参数的比较，计算制动部件的实时可用的制动力，在行驶期间在考虑轨道车辆(1)的实时位置和速度以及制动部件的由制动部件的状态参数的比较获得的实时可用的制动力的情况下更新驾驶建议。此外，本发明涉及一种辅助系统(2)和一种轨道车辆(1)。

摘要： 本发明实施例公开了基于霍曼变轨的同轨道特定相位分布的星座布局与轨道调整方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：建立对地遥感卫星的入轨运动模型；基于设定的摄动因素分析所述对地遥感卫星的轨道衰减因素；针对同一轨道特定相位分布的对地遥感卫星星座，根据所述入轨运动模型设计由入轨轨道进入至标定轨道之间高度调整策略以及星座的相位初始化布局策略；至少根据所述高度调整策略和/或所述相位初始化布局策略、相位保持以及针对所述轨道衰减因素而进行高度维持中的一项或多项确定所述对地遥感卫星在设计寿命下所需的燃料量。

摘要： 本发明公开了一种高速铁路轨道不整平状态下测量轨道未知点的计算方法，包括步骤：一、自由架设全站仪；二、建立全站仪的仪器中心点与CPIII控制点之间的观测方程组；三、确定全站仪的仪器中心点与CPIII控制点之间的误差方程；四、计算全站仪的仪器中心点p在CPIII坐标系统中的三维坐标；五、计算高速铁路轨道上轨道未知点的坐标。本发明以CPIII控制点的国家坐标为基准，将全站仪的仪器中心点视为相位中心，通过构建空间距离的误差方程和权阵，利用最小二乘原理求出全站仪的仪器中心点的CPIII坐标，再通过极坐标法就可以得到轨道未知点的坐标。

摘要： 轨道来自于由系统管理的规划轨道，以及来自第三方系统发送给所述系统的至少一个轨道段，所述方法至少包括：‑预备步骤，其中生成知识库，所述知识库包括计算参数以及所述移动对象的其使用领域，被限定在所述使用领域内的对应于所述移动对象的不同操作约束的多个参数约束集合；‑第一步骤，其中所述系统根据所述预备步骤的参数来初始化规划轨道，所述规划轨道的计算参数被包含在所述约束集合的一个约束集合中；‑第二步骤，其中所述系统接收由所述第三方系统发送的轨道段从而通过替代所述轨道的一部分而插入到所述规划轨道中；‑第三步骤，其中以其计算参数被包含在所述约束集合的所述至少一个中的方式通过分段法来简化接收到的和接受的轨道段；所述系统基于简化的轨道段来实施计算。

摘要： 本发明涉及用于滚珠轨道式铣削机(3)的铣头(1)，铣头具有假想的中轴线(M)、作业侧的第一端部(5)和沿着中轴线(M)看与第一端部相对的夹紧侧的第二端部(7)和至少一个几何结构限定的切削刃(9)，切削刃从面对铣头的第一端部的第一切削刃端部(11)朝铣头的第二端部的方向沿着切削刃(9)的切削刃走向延伸至面对铣头的第二端部的第二切削刃端部(13)，至少一个切削刃(9)构造成对应于该至少一个切削刃(9)的切削面(15)和第一自由面(17)之间的切割线，在此，至少一个切削刃(9)具有负的切削角(α)、第一自由角(β)和一个楔形角(γ)。其中，负的切削角(α)的绝对值在第一切削刃端部(11)的区域中与在第二切削刃端部(13)的区域中具有不同的值，第一自由角(β)在第一切削刃端部(11)的区域中与在第二切削刃端部(13)的区域中具有不同的值，楔形角(γ)沿着切削刃走向为恒定的。

摘要： 本发明涉及一种用于通过装入轨道车辆(1)、尤其是动车组或机车中的辅助系统(2)计算驾驶建议的方法，该辅助系统包括计算单元(12)和数据存储器(13)，在所述数据存储器中存储有行车时刻表信息和要驶过的路段的路段信息、轨道车辆(1)和有可能挂在轨道车辆上的车厢的物理特性，所述方法具有如下方法步骤：检测轨道车辆(1)的实时位置；检测轨道车辆(1)的实时速度；检测轨道车辆(1)的制动部件的瞬时状态参数；将制动部件的状态参数与制动部件的状态参数的存储在数据存储器(13)中的设定范围进行比较；基于制动部件的状态参数的比较，计算制动部件的实时可用的制动力，在行驶期间在考虑轨道车辆(1)的实时位置和速度以及制动部件的由制动部件的状态参数的比较获得的实时可用的制动力的情况下更新驾驶建议。此外，本发明涉及一种辅助系统(2)和一种轨道车辆(1)。

摘要： 本发明涉及工业生产技术领域，尤其是指一种轨道供料方法、轨道供料系统及计算机储存介质，用于执行如下步骤：A.轨道自检是否有组装板，若有组装板时则按照上位机指令进行处理，若无组装板则由供料机构把组装板上料至轨道；B.轨道传输组装板至组装位，由检测装置检测到组装板后发信号至上位机；C.上位机控制装置对组装位上的组装板进行组装；D.组装板由轨道传输至出板区；E.出板区检测组装板是否组装成功，若成功则执行步骤F，若不成功则执行步骤G；F.等待出板命令，然后把组装板传输至离开轨道，再执行步骤H；G.清除组装板，然后执行步骤H；H.重复步骤A‑G。本发明通过让轨道实现自检，从而减少了人工干预，提升了效率。

摘要： 本发明提供轨道算出装置、轨道算出方法、计算机可读取记录介质。在基于多个照相机取得同步而拍摄到的图像数据来算出运动物体的三维空间的位置的情况下，需要内置取得同步的功能的照相机、取得多个照相机的同步的系统等高功能的器材、系统。另外，要求预先高精度地确定照相机位置。能够使用由相互不同步的多个照相机拍摄到的图像数据，算出作为目标的运动物体在三维空间中的轨道，由此解决上述问题。另外，根据在各个照相机的图像数据中共同存在的位置坐标确定了的多个基准点，算出各个照相机位置，由此解决上述问题。

摘要： 本发明提供一种轨道计算装置、轨道计算方法、计算机可读记录介质。在花样滑冰等伴随跳跃的运动比赛等中存在如下需求：根据由器材简易的单眼照相机拍摄到的动态图像高精度地计算出运动物体的轨道，由此测量跳跃的高度、飞行距离。本发明提供的装置、方法、程序，根据由单眼照相机拍摄到的多个图像帧的信息计算出跳跃的作为目标的运动物体的三维轨道，特征在于，根据图像帧的信息检测出作为目标的运动物体的特定点，根据连续的多个图像帧的信息计算出与特定点的三维位置相关的变化量，根据能够记述通过起跳点和落地点的抛物线运动的曲线与存在特定点的直线的位置关系计算出特定点的三维轨道。

摘要： 本申请公开了一种大偏心率轨道高精度计算方法，包含：S1、生成轨道计算区间内的轨道六根数和位置矢量序列；S2、初始化18维的轨道计算参数，前6个参数取为初始六根数，其余参数取为0；S3、判断轨道计算参数的修正次数是否大于5次，若是进入S4，若否则进入S5；S4、结束轨道计算参数的计算；S5、由轨道计算参数生成轨道六根数序列；S6、将轨道六根数序列转换为位置矢量序列，求取位置矢量计算误差；S7、计算位置矢量关于轨道计算参数的雅可比矩阵；S8、最小二乘法求解轨道计算参数修正量；S9、修正轨道计算参数，返回S3。本发明具有复杂度低、覆盖时间长、计算精度高的特点。