-
公开(公告)号：CN117272498A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202211499773.X
申请日：2022-11-28
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种基于二阶状态转移张量的干涉测量星座轨道优化方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：建立干涉测量星座航天器轨道动力学模型和构型稳定性指标模型，基于二阶状态转移张量给出轨道偏差传播表达式，推导干涉测量星座构型稳定性与初始轨道偏差的二阶解析映射表达式；给出航天器初始状态的迭代偏差；迭代得到具备较强稳定性的星座构型初值，通过递推初值得到满足长期稳定性的星座构型，根据星座构型使干涉测量星座实现长期稳定，提高干涉测量星座探测精度。本发明具有空间高精度测量星座构型稳定性好、效率快的优点，有利于空间高精度测量星座构型的快速迭代优化，有利于提升空间高精度测量星座构型的稳定性与探测性能。
-
公开(公告)号：CN117150914A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311144827.5
申请日：2023-09-06
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/27 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开的一种基于支持向量机的小行星抵近信息融合定轨方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：建立小行星与探测器运动模型，建立小行星抵近探测器对小行星观测模型；设定采样数目、测角测距观测噪声标准差上下界，生成样本；基于样本训练SVM模型，得到用于辨识是否需要使用均方根信息滤波算法的小行星抵近定轨分类模型；对于给定小行星抵近定轨场景，使用训练好的小行星抵近定轨分类模型，辨识是否需使用均方根信息滤波算法；如果需使用均方根信息滤波算法，使用均方根信息滤波算法抵近定轨，得到抵近探测器状态估计值；如不需要，使用扩展卡尔曼滤波算法抵近定轨，得到抵近探测器状态估计值。本发明具有定轨精度高，估计误差小的优点。
-
公开(公告)号：CN116562024A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310532592.0
申请日：2023-05-11
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06Q10/0631 , G06F18/2411 , G06F18/27 , G06F18/214 , G06N3/126 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开的一种深空探测器异常状态下任务轨道智能重规划方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：根据任务特点选择并建立探测器轨道转移模型；建立任务轨道转移优化模型；通过DE调用选择的转移模型，评估转移燃料消耗，得到转移燃料消耗最优的转移模型设计参数；训练支持向量机‑高斯回归预测模型；通过支持向量机辨识任务轨道兴趣区域从而提高采样效率，基于任务轨道兴趣区域的采样点训练高斯回归模型，提高高斯回归模型的预测精度；采用训练得到的支持向量机‑高斯回归预测模型，评估数据库中现有目标的转移所需的速度增量，以速度增量小于探测器剩余速度增量为约束，辅助以任务需求挑选新目标，使用建立的轨道转移优化模型重规划轨道。
-
公开(公告)号：CN116341220A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202310213288.X
申请日：2023-03-07
Abstract: 本发明公开的一种基于UT变换的撞击小天体轨道终端状态优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：根据星历表和小行星的运动学方程得到地球和小行星的位置和速度，并定义探测器撞击后小行星的速度变化量大小不变，以探测器撞击小行星后速度改变方向两个角度为撞击设计变量；基于UT变换进行小行星误差演化，得到目标小行星未来一段时间的时空分布概率；根据计算得到的小行星的时空分布概率，基于Legendre‑Gauss求积方法计算给定撞击设计下的瞬时撞击概率，基于Newton–Cotes求积方法积分得到小行星的整体撞击概率；基于所述撞击概率计算方法，结合全局优化算法，对撞击设计变量进行优化，使得优化变量下的小行星撞击概率最低。
-
公开(公告)号：CN116202535A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211691690.0
申请日：2022-12-28
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种初值智能优选的航天器仅测角超短弧初轨确定方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：设定初始状态参数；随机生成目标轨道，对于每条轨道，进行递推并生成训练所需的样本点的输入以及输出；以均方根误差作为损失函数，通过迭代更新计算神经网络权重。输入三次测量矢量以及对应的时刻，通过训练好的神经网络预测得到首尾时刻的位置向径；使用Gooding算法迭代计算航天器的初始轨道状态；基于得到的初始轨道状态计算状态转移张量；计算视线角测量模型的一阶、二阶系数；建立初始轨道确定的修正模型并求解，修正初始轨道状态；基于估计得到的初始轨道状态进行精细化轨道估计，进而实现对于空间目标状态的快速高精度感知。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116186886A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211685686.3
申请日：2022-12-26
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于三体系统流形的小推力地月转移轨道优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在惯性系基于改进春分点动力学方程建立小推力转移轨道时间最优控制模型。在地月三体系统中给出Halo轨道稳定流形和不稳定流形拼接点的状态，并将其转换到惯性系下得到地球逃逸段轨迹终点的目标状态和月球捕获段起点的初始状态；分别利用间接法对初值进行猜测和迭代后得到小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道；将所述小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道转换到地月旋转系下与流形拼接点拼接，得到完整的小推力地月转移轨迹。本发明能够降低转移燃耗，且不受起始轨道、目标轨道和发射窗口限制，还具有适用范围广的优点。
-
公开(公告)号：CN115292909A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210853567.8
申请日：2022-07-11
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种基于解耦状态转移张量的空间高精度测量星座构型稳定性分析方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：将不同摄动力对构型稳定性的影响进行解耦分析，建立航天器轨道状态与构型稳定性指标的映射关系，将得到的摄动力解耦的轨道状态转移张量表达式代入，得到摄动力解耦的构型稳定性指标的状态转移张量表达式；分析并得到不同摄动力对于构型稳定性的影响，进而支撑优化空间高精度测量星座构型，改善空间高精度测量星座系统性能，提高探测精度。本发明具有空间高精度测量星座构型稳定性分析精度高、效率快的优点，有利于空间高精度测量星座构型的快速迭代优化，有利于提升空间高精度测量星座构型的稳定性与探测性能。
-
公开(公告)号：CN114154253A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210123114.X
申请日：2022-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化方法，属于航空航天技术领域。实现方法为：首先根据开关机约束和发动机类型给出强非线性推力和比冲变化模型；然后建立基于改进春分点根数考虑发动机关机和参数强非线性的转移轨迹动力学模型；之后根据任务需求，给出考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化问题的约束和性能指标；然后通过线性化动力学和松弛非线性等式约束，将考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化问题凸化；然后通过数值积分和逐次逼近快速求解考虑关机约束的变参数连续推力轨迹优化问题，得到最优转移轨迹及对应的最优控制方向，根据优化结果解决推力控制领域相关问题。本发明对近地轨道连续推力转移和深空轨迹连续推力转移均适用，适用范围广且鲁棒性强。
-
公开(公告)号：CN114148548A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210123115.4
申请日：2022-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种三体系统周期轨道调相的小推力轨迹快速优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法：建立探测器在三体系统中考虑推力的动力学模型；根据调相轨道约束和动力学特性给出三体系统小推力调相优化问题的具体形式，所述具体形式指考虑始末时刻对应三体系统调相轨道的始末状态等式约束、推力分量等式约束、推力大小不等式约束，且以探测器末端质量最大为性能指标的调相优化问题的具体形式；对建立的三体系统动力学模型进行线性化处理，并对得到的推力等式约束进行松弛处理，即实现三体系统小推力调相优化问题的凸化；通过数值积分和逐次逼近策略快速迭代求解得到三体系统周期轨道最优调相轨道，实现三体系统小推力轨道快速优化。
-
公开(公告)号：CN111605736B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202010386041.4
申请日：2020-05-09
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明为公开的地月L2点转移轨道最优误差修正点选择方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立地月旋转坐标系，计算地月L2点标称转移轨道状态转移矩阵；根据状态转移矩阵计算误差随时间的变化情况；根据状态转移矩阵，建立修正机动与修正时间和轨道误差的函数关系；优化探测器修正时间，利用该函数关系确定修正速度增量和终端速度增量最优的误差修正点和修正速度增量；探测器在最优修正点施加速度增量，完成地月L2点转移轨道的轨道修正，并完成地月L2点轨道转移。本发明能够使修正所需的速度增量最小，具有修正效率高、降低修正燃料消耗的优点。本发明通过考虑月球引力对转移轨道误差的影响，提高轨道转移的精度。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
115
records
(took 0.03 seconds)
