孔静
- 作品数：46 被引量：39H指数：5
- 供职机构：北京航天飞行控制中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术天文地球文化科学更多>>
- 航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备
- 本申请公开了一种航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备。该方法包括：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数进行计算，得到综...
- 张宇刘成军盛庆轩谢剑锋段建锋孔静韩意段成林梁猛
- 服务轨道维持“鹊桥”计算精度的评估
- 2023年
- 位于地月L2点Halo轨道的“嫦娥四号”中继星,每3~4天需要通过动量轮卸载和轨道维持两种方式进行构型保持。针对“嫦娥四号”中继星机动频繁、控制精度高的特点,根据平动点轨道特性,在旋转坐标系分析了定轨误差分量对轨道控制参数计算的影响,得出影响轨道维持效果的定轨误差主要为旋转坐标系X-Y平面的速度误差。在此基础上提出一种服务轨道维持控制定轨精度评估的统计学方法,设计了平动点飞行期间轨道的计算策略,对中继星使命轨道的定轨精度开展评估,结果表明,目前测量条件下可为轨道维持提供的定轨精度为1~3mm/s。
- 孔静谢剑锋胡国林刘俊琦马传令吴舒然李柯
- 通信信号频率值的确定方法、存储介质以及电子装置
- 本申请公开了一种通信信号频率值的确定方法、存储介质以及电子装置。该方法包括：获取地面观测站和探测器通信时的位置参数；根据位置参数计算通信时的信号传输距离的误差值，将误差值与误差阈值进行对比，得到对比结果；在对比结果指示误...
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- 拍摄参数的确定方法、装置及计算机可读存储介质
- 本发明公开了一种拍摄参数的确定方法、装置及计算机可读存储介质。其中，该方法包括：根据卫星的位置预报信息确定初始时刻；确定卫星在初始时刻时的初始姿态；根据预设俯仰角以及卫星的飞行方向确定目标时刻与目标姿态，其中，卫星在目标...
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- 着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质
- 本发明公开了一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质。其中，该方法包括：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信...
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- 天宫二号组合体与伴星有效迎风面积的一种分析计算模型
- 2020年
- 针对空间实验室任务阶段大型复杂结构航天器精密定轨中的大气阻力建模与迎风面积计算问题,分析了大气阻力模型的主要不确定性因素,采用了一种基于OpenGL和目标3ds模型文件的迎风面积计算方法,给出了航天器在正飞与连续偏航2种状态下的迎风面积计算方式,计算了天宫二号、神舟十一号组合体与伴星的迎风面积,分别求解得到两目标在相同轨道高度飞行24天时间里的大气阻力系数约为2.0,二者之差约0.01~0.07。
- 韩意陈明张宇孔静段成林
- 关键词：组合体伴星
- 一种航天器机动的检测方法
- 本发明涉及一种航天器机动检测的方法，属于航天测控领域。本发明采用能量法计算航天器机械能变化和切向加速度，通过计算航天器的机械能变化分析航天器是否存在机动，通过轨道机械能与非保守力的关系计算非保守力和机动加速度，判断是否存...
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- 航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备
- 本申请公开了一种航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备。该方法包括：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数进行计算，得到综...
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- 动量轮卸载对“天问一号”环火轨道影响分析
- 2024年
- 针对“天问一号”动量轮频繁喷气卸载对环火轨道的扰动问题,定性分析了动量轮卸载的摄动量级以及对环火段轨道的影响,在RTN(Radial Transverse Normal)坐标系下建立匀加速模型描述动量轮卸载产生的加速度,对环火中继段和遥感使命段分别采用2种策略计算分析,评估了不同飞行阶段的定轨预报精度。结果表明:频繁的动量轮卸载是影响环火段定轨精度的主要误差因素,目前条件下中继段定轨的位置精度为约150 m,在卸载更为频繁的遥感使命段,位置精度下降至约700 m。
- 孔静张宇张宇段建锋陈明
- 嫦娥五号月地返回近地段天地基联合导航技术被引量：3
- 2021年
- 根据嫦娥五号(CE-5)任务确定轨道器-返回器分离点高精度导航初值的需求,针对该段处于国外测控区,无法采用传统地基高精度测量手段的问题,提出了多站分时接力测量方法,高效利用地基测控资源提高了定轨预报精度,实现的分离点导航初值位置精度约为290 m.同时,处理分析了GNSS接收机在距离地面58000–5000 km范围内获取的伪距和定位数据,伪距测量精度优于6 m,定位结果收敛后优于10 m,实现的分离点导航初值位置精度约为100 m.在此基础上,提出了天地基联合导航方法,实测数据处理结果表明,融合确定的分离点导航初值位置精度优于60 m.由此验证了天地基联合导航技术支持月地返回探测器导航的有效性,充分发挥了地基测控系统可靠性高、测量稳定的特点以及GNSS系统能有效降低地面布站几何要求的优势,为后续月球和深空探测任务高精度导航提供技术支持.
- 樊敏董光亮黄勇李海涛李海涛孔静
- 关键词：月球探测全球卫星导航系统甚长基线干涉测量
