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公开(公告)号：CN116932997A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310910501.2
申请日：2023-07-24
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/18 , G06F16/909
Abstract: 本发明公开的一种快速筛选地球准卫星小行星探测目标的方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：已知小行星当前时刻轨道状态的情况下，根据哈密顿平均近似方法，构建给定Kozai参数im的地球共轨运动#imgabs0#值的数据库，利用等值曲面计算得到临界共振角#imgabs1#临界准卫星共轨状态小行星的哈密顿函数#imgabs2#和临界碰撞地球小行星的哈密顿函数#imgabs3#建立地球准卫星相空间分布条件。从小行星数据库中初步筛选符合条件地球共轨小行星候选对象，计算对应的小行星的哈密顿函数#imgabs4#和共振角#imgabs5#用准卫星的相空间分布条件判断小行星的动力学类型是否为地球准卫星，快速筛选地球准卫星小行星探测目标，提高地球准卫星探测目标的筛选的效率。本发明具有筛选速度快、效率高的特点。
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公开(公告)号：CN113671826B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202110810144.3
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种跨大气层飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定初始参数和系统参数的基础之上，建立与轨道尺寸之间相关的纵向动力学方程；建立气动辅助轨道机动可达能力边界问题描述；通过对气动辅助机动可达能力边界分析，根据固定终端速度，将可达能力评估问题转化为一类状态极大/极小问题，给出划分边界离散求解框架；针对离散边界点的最优控制问题，通过自变量替换和非线性问题的无损凸化，构建飞行器可达能力边界问题的序列凸优化框架，实现跨域飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估。本发明鲁棒性强、可重复性高、精度高、可靠性强、评估效率高，对飞行器初始状态和系统没有严格限制。
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公开(公告)号：CN116595415A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310532560.0
申请日：2023-05-11
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F18/24 , G06F18/214 , G06F18/15 , G06F30/20
Abstract: 本发明公开的一种仅测角地月空间拉格朗日点轨道类型智能辨识方法，属于空间技术领域。本发明建立仅测角观测模型，设定仅测角观测误差协方差矩阵；建立地月空间拉格朗日点轨道航天器运动模型；据地月空间拉格朗日点轨道类型数目随机生成地月空间拉格朗日点轨道以及递推时长，生成仅测角观测矢量；生成用于训练轨道类型辨识深度神经网络所需的样本点；基于深度神经网络实现对于地月空间拉格朗日点轨道类型的快速高效辨识，进而实现地月空间拉格朗日点轨道初定轨以及精细化轨道估计。本发明具有不依赖物理模型、辨识精度高、计算量小、高效、鲁棒性好的优点。本发明有利于提升地月空间态势感知能力，提高地月空间拉格朗日点轨道确定精度与计算速度。
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公开(公告)号：CN116305557A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310220112.7
申请日：2023-03-02
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , B64G1/10 , B64G4/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于状态转移张量的小天体偏移效能评估方法，属于航天器轨道力学领域。本发明实现方法为：建立多体系统动力学模型，计算小天体相对地球的撞击几何，推导小天体轨道的状态转移张量，从而快速计算小天体初始状态变化对撞击几何的影响，获得小天体接近地球后，所受地球引力作用为主导时，由撞击器碰撞产生的轨道偏移；利用二阶状态转移张量求得一段时间后的小天体轨道偏移量，实现小天体受撞击器撞击后的偏移效能高效定量评估。本发明通过固定速度偏差，改变施加偏差的位置与方向，能够确定小天体轨道最佳偏移效能对应的最优改变方向。本发明具有评估精度高、效率高的优点，适用于小天体防御任务的偏移策略选择与效能评估。
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公开(公告)号：CN115758750A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211467868.3
申请日：2022-11-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/10 , G06F111/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于引力锁孔面积计算的小行星撞击概率评估方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：构建小行星高精度轨道动力学模型；根据位置速度矢量得到近心点半径和双曲超速参数；利用状态转移矩阵推导保守撞击条件；如果不满足保守撞击条件，排除蒙特卡洛打靶中不能够撞击地球的小行星轨道预测；如果满足保守撞击条件，利用变分法推导近心点半径偏差量和双曲超速方向角度偏差量的表达式；根据引力锁孔面积数值计算引力锁孔面积的累积分布函数；根据满足保守撞击条件的小行星轨道预测数目占所有蒙特卡洛打靶的小行星轨道预测数目比例和引力锁孔面积估计值，计算出小行星在给定时刻的撞击概率，即实现小行星撞击概率评估。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115688373A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211185556.3
申请日：2022-09-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种基于空间圆锥曲线拼接的转移轨道快速优化方法，属于深空探测领域。本发明在用于轨道转移的平面圆锥曲线拼接方法基础上，利用坐标转换和几何分析方法增加用于描述地心出发轨道面空间方位的方位角参数θ和ψ，将平面圆锥曲线拼接法扩展到空间地月转移轨道优化；利用二体轨道理论推导二体模型，基于具有解析的特性的双二体模型拼接，能够提高轨道分析优化效率；根据轨道倾角和近月点高度等约束建立罚函数迭代优化地月转移出发速度增量、月球影响球进入点相位、方位角参数θ和ψ四个独立优化量，实现基于空间圆锥曲线拼接的转移轨道快速优化求解。本发明具有收敛性好、优化效率较高和适用范围广等优点。本发明适用于各种地月转移任务以及月球飞越轨道优化。
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公开(公告)号：CN113687660A
公开(公告)日：2021-11-23
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：CN113671974A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110810147.7
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：CN113671826A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110810144.3
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种跨大气层飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定初始参数和系统参数的基础之上，建立与轨道尺寸之间相关的纵向动力学方程；建立气动辅助轨道机动可达能力边界问题描述；通过对气动辅助机动可达能力边界分析，根据固定终端速度，将可达能力评估问题转化为一类状态极大/极小问题，给出划分边界离散求解框架；针对离散边界点的最优控制问题，通过自变量替换和非线性问题的无损凸化，构建飞行器可达能力边界问题的序列凸优化框架，实现跨域飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估。本发明鲁棒性强、可重复性高、精度高、可靠性强、评估效率高，对飞行器初始状态和系统没有严格限制。
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公开(公告)号：CN110806212B
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN201911105262.3
申请日：2019-11-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于逐次凸规划的小行星探测小推力转移轨迹优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立小行星探测器小推力转移的改进春分点动力学模型。根据小推力转移的动力学特性，给出小推力轨迹优化问题的约束和优化性能指标。给出小推力星际转移轨迹优化问题的具体形式。通过动力学线性化和非线性等式约束松弛，将非线性小推力转移问题凸化。通过数值积分将凸化后的连续最优控制问题转化为凸优化问题。以凸化后的子问题为每一步迭代的内环节，以逐次逼近策略在有限步数快速求解得到最优的小行星探测小推力转移轨迹，即能够在保证小推力轨迹最优性和精度前提下，实现小推力轨迹的在线优化。本发明鲁棒性强、可重复性高、灵活性高。
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