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龙图腾网获悉哈尔滨工大卫星技术有限公司申请的专利一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN120840892B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-11-21发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202511358566.6，技术领域涉及：B64G1/24；该发明授权一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置是由杨曼;陈健;曲成刚;夏开心;周应学;马维良设计研发完成，并于2025-09-23向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置在说明书摘要公布了：一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置，属于航天器轨道确定与控制领域，尤其涉及一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制；解决了现有技术在卫星回归轨道控制中因依赖固定周期点火窗口而无法适应任务冲突场景，导致轨道偏差累积、燃料浪费严重及控制精度下降的问题；所述方法包括相位偏差判断与目标轨道重生成；分步优化目标轨道参数；轨道控制参数优化与执行。所述的一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置，适用于卫星轨道动态维持与高精度重访场景。

本发明授权一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法及装置在权利要求书中公布了：1.一种针对卫星任务冲突时的回归轨道控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤： 步骤S1：相位偏差判断与目标轨道重生成： 获取当前轨道与原目标轨道的六根数；当前轨道为初始时刻t0的卫星轨道，其六根数为；符号上标的°表示是初始时刻t0的参考值； 计算当前轨道与原目标轨道的相位偏差△λ，将其与预设阈值λlimit比较： 若△λ≤λlimit，则执行步骤S3使用原目标轨道的六根数进行跟踪； 若△λλlimit，则重新根据当前轨道计算新的目标轨道，执行步骤S2获取新的目标轨道的六根数； 步骤S2：分步优化目标轨道参数： 首次优化：以半长轴为优化变量，最小化一个回归周期Tp后的降交点经度偏差，目标方程为： 约束条件：轨道动力学方程，； 其中： x为优化变量，此处x表示半长轴；Δlongitude_DNx表示由变量x引起的降交点经度的变化量；表示在一个回归周期Tp结束的终端时刻tf，由优化变量x所决定的卫星降交点地理经度；表示在初始时刻t0，由优化变量x所决定的卫星降交点地理经度；表示轨道动力学模型；表示在初始时刻t0，由优化变量x决定的卫星初始状态；表示在终端时刻tf，由优化变量x决定的卫星终端状态；H表示可行域；表示优化变量x的第j个分量；表示的下界；表示的上界； 第二次优化：以偏心率e和与近地点幅角ω为优化变量，最小化n个回归周期内的参数波动及目标值偏差，目标方程为： 其中，Std为标准差函数；average为均值函数；ω_tar为目标平均近地点幅角；e_tar为目标平均偏心率；coef为放大系数； 约束条件：轨道动力学方程，； 其中： x为优化变量，此处x表示偏心率e和与近地点幅角ω；Std为标准差函数；average为均值函数；ω:表示近地点幅角ω在多个回归周期内的时间序列数据；e:表示偏心率e在多个回归周期内的时间序列数据；coef表示放大系数；ω_tar为近地点幅角的目标值；e_tar为偏心率的目标值；表示近地点幅角的稳定性；表示偏心率的稳定性；表示近地点幅角的准确性；表示偏心率的准确性； 经上述分步优化，获得新的目标轨道的六根数；执行步骤S3使用新的目标轨道的六根数进行跟踪； 步骤S3：轨道控制参数优化与执行： 基于目标轨道，以点火起始相位角以及点火时长为优化变量，最小化迹向距离平方，目标方程如下： 约束条件为相对轨道动力学方程约束：，； 其中，x为优化变量，此处为点火起始相位角和点火时长；J为迹向距离的平方；X为迹向距离；Δt为预计的下次控制间隔；tj为在Δt2时间后对应的时刻；为描述虚拟卫星与实际卫星相对运动的动力学模型；为在时刻t0由优化变量x决定的虚拟星与实际星之间的初始相对状态；为在时刻tj由优化变量x决定的虚拟星与实际星之间的终端相对状态； 基于历史轨控间隔数据计算加权最优参数： 其中，为根据历史间隔分布计算得到的统计权重；为最终点火起始相位角；为最终点火时长；为历史上第i次轨道控制任务所对应的最优点火起始相位角；为历史上第i次轨道控制任务所对应的最优点火时长；n为历史轨控间隔数据中数据点的总数； 在获得和后，按照这两个参数来执行本次的轨道控制任务。

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