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公开(公告)号：CN118907439A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411005030.1
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种气动辅助降轨的双通道角度跟踪制导方法，包括考虑J2摄动和天体自转影响，建立攻角‑侧滑角调制下的航天器气动辅助降轨动力学模型；分别选取升力系数、侧向力系数作为纵向、侧向通道的控制量，并分别以航迹角和航向角作为跟踪变量；综合考虑气动参数和大气环境的不确定性，结合航天器气动辅助降轨动力学模型，获得攻角‑侧滑角调制下的气动辅助降轨跟踪制导问题模型，构建集总不确定项；采用扩张状态观测器对跟踪变量和集总不确定项进行逼近；基于线性状态误差反馈在纵、侧向双通道分别设计跟踪制导律。因此，采用上述方法，能够保障在参数扰动及不确定情况下的跟踪制导性能，实现对气动辅助降轨标称轨迹的高精度跟踪。
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公开(公告)号：CN113671974B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202110810147.7
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开的一种跨域飞行器返回段转弯进场精确制导方法，属于航空航天技术领域。本发明：建立飞行器能量管理区转弯进场动力学，给定飞行器转弯进场过程的始末状态约束；根据飞行器飞行轨迹特征对转弯进场飞行轨迹进行分段，推导得到每段的转弯轨迹特征参数和轨迹连接条件；基于初始转弯段的圆弧轨迹特性，通过圆弧轨迹约束方程推导初始转弯段的开环控制律，基于直线捕获段直线飞行轨迹特征，给出航程比例攻角控制律，基于跑道对准段的圆弧轨迹特性，通过圆弧轨迹约束方程推导跑道对准段的开环控制律；构建以跑道对准段转弯半径为制导参数，以末端进场能量为校正目标的跨域飞行器转弯进场闭环预测校正制导框架，给出跨域飞行器转弯进场轨迹。
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公开(公告)号：CN113960926B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202111210201.0
申请日：2021-10-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)灵活性高，适用于多种行星气动捕获任务；(3)方法迁移性好，不需要提前人为给出控制参数边界。
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公开(公告)号：CN117706921A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311593896.4
申请日：2023-11-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种航天器高精度连续推力抵近轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立航天器相对运动动力学模型与连续推力下的动力学模型；构造抵近过程的相对距离变化率不断减小的二次函数形式微分方程，生成任务航天器的抵近轨迹与各次脉冲机动矢量；将推力方向角、高度角以及持续时间作为连续推力抵近的优化变量，把相对运动模型下生成的脉冲机动矢量转换到惯性坐标系下并计算近似的推力方向角、高度角以及持续时间作为优化变量初值；构建以任务航天器抵近轨迹的末端相对状态偏差最小为性能指标的修正优化问题，在高精度动力学下分段优化求解得到该问题，得到抵近终端状态高精度匹配的连续推力控制策略与抵近轨迹。
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公开(公告)号：CN117705127A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311696357.3
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种考虑光照约束的航天器多目标遍历巡视轨道优化方法，属于近地卫星应用领域。本发明将空间多目标遍历巡游过程分为转移段和飞掠段，利用相对运动和数值计算方法建立描述近距离飞掠过程的相对运动模型，建立考虑观测太阳遮挡、月球遮挡和地球遮挡的优化模型，以遍历巡视速度增量最小为指标，根据巡视目标的飞行禁区和巡视载荷的最大工作距离为约束，优化n次巡视和n‑1次转移的共5n‑2个独立待优参数。利用绝对和相对轨道理论，推导燃料和时间消耗计算公式，能够提高燃料利用效率。通过分析光学传感器在近距离观测任务中的约束条件，在近距离观测轨道优化中增加光照约束，能够实现满足观测约束条件下的多目标巡视观测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117057029A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310842350.1
申请日：2023-07-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 一种火星气动辅助降轨的分布式地面模拟方法，属于航天器系统仿真领域。采用数据库存储高、中、低三种升阻比场景下的气动数据，覆盖火星飞行全流域，因此对飞行器类型的适用范围广，具有普适性强的优点；采用相似性等效原理对航天器模型进行等效，提高地面仿真的真实性；通过建立随机干扰模型，在控制系统中加入随机干扰信号，模拟真实环境中的干扰，更能接近航天器环境的实际情况，提升对复杂动力学环境的适应性。本发明适用于航天器系统仿真领域，通过建立动力学模型，应用相似性等效原理，设计分布式数据传输框架，实现火星气动辅助降轨的分布式地面模拟仿真，提高仿真的普适性及抗干扰能力，提高火星降轨的安全性。
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公开(公告)号：CN113859584B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202110949463.2
申请日：2021-08-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种漂旋目标分布式接管的抵近轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立相对运动坐标系、航天器本体系，以及接管辅助坐标系，并建立姿轨、轨道动力学模型；使用多项式离散抵近过程中的状态量和控制量，将离散后的状态量和控制量表示为关于多项式系数、时间、以及其他已知量的函数，建立多项式系数之间的解析表达式关系，根据始末状态消去部分多项式系数；建立针对分布式接管的终端位姿状态约束，构建以多项式系数为优化变量的轨迹规划问题；对该轨迹规划问题的求解后，给出针对漂旋目标分布式接管的抵近轨迹；根据不同抵近轨迹终端约束，分别重复上述抵近轨迹规划过程，即得到多追踪器分布式接管漂旋目标的抵近轨迹。
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公开(公告)号：CN113687660B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202110810107.2
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开的一种考虑转角约束的气动辅助借力预测‑校正制导方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定气动辅助借力的机动目标前提下，建立飞行动力学模型；通过借力前后的轨道根数关系，建立气动辅助借力过程中状态量的始末约束；基于航迹角反馈设计下降段制导律，基于高度变化率为0设计等高巡航段制导律，基于终端约束需求设计上升段常值制导律，使飞行器按照终端约束上升并飞出大气；通过给出三个阶段的时间连接方程，在时间连接方程的限定下，通过有限差分校正给出等高巡航弧段的转角，结合目标转角的约束方程，给出气动辅助借力全过程的控制角剖面，实现借力转角约束下的气动辅助借力的闭环预测‑校正精确制导。
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公开(公告)号：CN113221365B
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202110549707.8
申请日：2021-05-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/06
Abstract: 本发明涉及一种面向航天器飞行博弈中燃耗约束的处理方法，特别涉及一种两个航天器进行博弈时，对两个航天器的燃耗约束进行处理的方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在考虑航天器燃耗约束的情况下，建立航天器微分博弈模型，基于最优控制理论推导出对应的最优条件，利用打靶法进行求解，同时由不考虑航天器燃耗约束情况向考虑燃耗约束情况进行逼近，最终得到考虑燃耗约束的航天器微分博弈问题的解，根据航天器博弈问题求解结果采取相应控制处理策略，进而解决航天器博弈领域相关技术问题。本发明具有收敛性好、适用性强的优点。
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公开(公告)号：CN113859584A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202110949463.2
申请日：2021-08-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种漂旋目标分布式接管的抵近轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立相对运动坐标系、航天器本体系，以及接管辅助坐标系，并建立姿轨、轨道动力学模型；使用多项式离散抵近过程中的状态量和控制量，将离散后的状态量和控制量表示为关于多项式系数、时间、以及其他已知量的函数，建立多项式系数之间的解析表达式关系，根据始末状态消去部分多项式系数；建立针对分布式接管的终端位姿状态约束，构建以多项式系数为优化变量的轨迹规划问题；对该轨迹规划问题的求解后，给出针对漂旋目标分布式接管的抵近轨迹；根据不同抵近轨迹终端约束，分别重复上述抵近轨迹规划过程，即得到多追踪器分布式接管漂旋目标的抵近轨迹。
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