公开(公告)号：CN113190033A

公开(公告)日：2021-07-30

申请号：CN202110561064.9

申请日：2021-05-20

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  庞博 ,  温昶煊 ,  韩宏伟

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明涉及一种航天器飞行博弈中可交会的快速判别方法，属于航空航天领域。本发明首先利用两航天器初始位置和动力学进行积分，找到两航天器无控轨道相距最近处的时刻td，分别求解td时刻两个航天器的可达能力边界，对两个可达集的几何关系进行判断，从而确定逃避航天器是否一定可交会。此处一定可交会指无论逃避航天器采用何种控制，一定存在一种控制方式使追逐航天器末端位置与逃避航天器重合。本发明在航天器博弈问题中，利用航天器的可达能力边界，快速判断目标可交会性的方法，具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。

公开(公告)号：CN110489905B

公开(公告)日：2021-04-20

申请号：CN201910793033.9

申请日：2019-08-26

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  韩宏伟 ,  杨柳

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开的一种基于地球大气减速的月地返回飞行器低燃耗捕获方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立月地返回飞行器大气飞行过程中的动力学模型；大气飞行过程中飞行器的大气飞行轨迹通过气动力调制，且倾侧角的大小能够反映气动力在不同方向上的分配，以倾侧角作为大气飞行轨迹的调整参数；建立实现捕获至目标轨道的终端状态约束；以终端状态为中间参数，构建倾侧角参数与目标轨道根数之间的非线性关系，从而构建求解方程；以构建的求解方程快速求解得到满足捕获任务的气动捕获轨迹和相应的控制参数；根据给定的控制参数，通过动力学模型进行积分得到满足终端状态约束的气动捕获轨迹，进而实现月地返回飞行器低燃耗捕获。

公开(公告)号：CN108082538B

公开(公告)日：2020-06-19

申请号：CN201711366134.5

申请日：2017-12-18

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  李翔宇 ,  胡勃钦 ,  杜燕茹 ,  韩宏伟 ,  尚海滨

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开的一种考虑始末约束的多体系统低能量捕获轨道方法，特别涉及一种考虑初始和终端状态约束的低能量捕获轨道方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：基于多体系统和弱稳定边界理论，利用太阳的引力作用辅助行星捕获，通过对到达天体的双曲线轨道倾角进行筛选并施加轨道修正，实现满足终端约束的捕获轨道设计，利用B平面参数实现精确的从地球出发的星际转移轨道和弱稳定边界轨道的匹配，探测器仅通过两次制动和一次轨道修正最终进入任务轨道。本发明具有所需速度增量小、适用范围广、方法易实现的优点。

公开(公告)号：CN107480402B

公开(公告)日：2019-07-16

申请号：CN201710783537.3

申请日：2017-08-31

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  韩宏伟 ,  尚海滨 ,  杨雅迪 ,  高艾

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开的一种平面气动捕获终端状态可达范围确定方法，属于航空航天技术领域。本发明在给定目标行星和行星大气状态的基础上，建立飞行器气动捕获过程中大气飞行段的极坐标动力学模型；给定气动捕获的初始状态量；给定终端状态约束；求解气动捕获终端状态可达范围即为确定飞行速度和飞行航迹角的终端可达范围；在确定飞行速度和飞行航迹角的终端可达范围时通过将问题转化为最优控制问题，通过求解飞行速度和飞行航迹角组成的终端可达边界，便得到平面气动捕获终端状态可达范围。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)确定方法灵活性高；(3)对气动捕获的目标行星没有严格限制和约束；(4)对气动捕获飞行器类型的适用范围广。

公开(公告)号：CN119190414A

公开(公告)日：2024-12-27

申请号：CN202411511141.X

申请日：2024-10-28

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  陈纪霖 ,  韩宏伟

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种基于能量代换的气动辅助降轨燃耗最优轨迹高效生成方法，属于航空航天领域，包括建立航天器气动辅助降轨飞行动力学模型，提取出纵向平面内运动方程，将自变量转换为能量形式的变量，得到高度与能量解耦的微分方程，参数化气动加速度的变化；设计航迹角关于能量的分段参数化表达式，实现最优航迹角变化的高精度拟合；基于拟合函数，分情况推导终端能量的表达式，进而预测轨迹速度；在不同高度点计算对应的速度大小，高效生成燃耗最优参考轨迹，保障航天器以低燃耗转移至目标轨道。本发明提供的一种基于能量代换的气动辅助降轨燃耗最优轨迹高效生成方法，无论在高度下降段还是上升段都能实现对后续燃耗最优轨迹的高效生成。

公开(公告)号：CN117392507A

公开(公告)日：2024-01-12

申请号：CN202311335974.0

申请日：2023-10-16

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  刘月鹏 ,  韩宏伟 ,  李翔宇

IPC: G06V10/82 ,  G06V10/80 ,  G06V10/75 ,  G06N3/0464 ,  G06N3/08

Abstract: 本发明公开的一种空间非合作目标实时跟踪方法及其系统，属于航空航天技术领域。本发明包括轻量化的空间非合作目标检测模块、位置提取模块、检测框匹配模块、卡尔曼滤波模块、存储模块。本发明使用轻量化的空间非合作目标检测，利用MobileNetV3作为算法的主干，同时利用深度可分离卷积代替PANet网络的传统卷积层，然后通过多次上采样、下采样和特征融合操作，降低模型的参数量，提高模型的检测速度。本发明根据允许域得到非高斯分布的初始目标框，提升目标跟踪的鲁棒性和收敛性。本发明根据当前空间非合作目标图像信息的一次观测，使用允许域方法确定空间目标位置可能存在的包络，通过混合高斯分布提高目标所在框区域选取的准确性和鲁棒性。

公开(公告)号：CN117372838A

公开(公告)日：2024-01-09

申请号：CN202311336037.7

申请日：2023-10-16

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  刘月鹏 ,  秦同 ,  郑德智 ,  韩宏伟

IPC: G06V10/82 ,  G06V10/774 ,  G06V10/80 ,  G06V10/12 ,  G06N3/0464 ,  G06N3/082

Abstract: 本发明公开的一种轻量化非合作目标局部特征识别方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：利用暗室环境模拟空间环境。不断调整航天器模型的姿态，构建空间非合作目标的数据集；使用多种数据增强的方法对数据库进行扩充。构建轻量化非合作目标局部特征的检测网络，使用叠加ShuffleNetV2的轻量化模块作为LLFDN的主干网络；构建特征金字塔网络融合多尺度的特征信息，在特征金字塔网络前使用注意力模块，对提取的目标特征进行多尺度融合预测；使用Soft‑NMS作为新的非极大值抑制方法；使用模型剪枝方法，降低LLFDN模型的参数量；对获得的轻量化LLFDN模型进行微调，获得最优的LLFDN模型；利用最优LLFDN模型实现实时性与准确率高、抗干扰能力强的空间非合作目标局部特征识别。

公开(公告)号：CN117079097A

公开(公告)日：2023-11-17

申请号：CN202310826817.3

申请日：2023-07-07

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  刘月鹏 ,  韩宏伟

IPC: G06V10/82 ,  G06V10/774 ,  G06V10/25 ,  G06V10/40 ,  G06V10/80 ,  G06V10/764 ,  G06N3/0464 ,  G06N3/08 ,  G06N3/045

Abstract: 本发明公开的一种基于视觉显著性的海面目标识别方法，属于航空航天领域。本发明引入视觉显著性模型在大幅遥感图像中快速搜索感兴趣区域，并通过阈值分割算法提取感兴趣区域，大幅减少目标检测算法的检测图像大小，提高检测的速度和效率，同时对提取的感兴趣区域进行预筛选，降低误检率。本发明通过对曝光度和饱和度的增强对数据集扩充，加强模型对海面目标检测的准确率、泛化性和鲁棒性。本发明将加权双向特征金字塔网络与YOLO检测算法相融合，综合利用YOLO检测算法检测速度快的优点和BiFPN多特征融合提高检测精度的优点，提高海面目标检测的速度和精度。本发明采用最大类间方差法和八连通区域法联合对感兴趣区域分割，提高图像分割的精度。

公开(公告)号：CN116880520A

公开(公告)日：2023-10-13

申请号：CN202310724685.3

申请日：2023-06-19

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  冯祥东 ,  韩宏伟

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明公开的一种火星探测器多圈气动辅助降轨轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立火星探测器在火星大气中飞行的极坐标动力学模型；构建多圈气动辅助降轨最优控制问题，包括动力学模型、目标函数、端点约束、内点约束。动力学采用直接线性化的方法，使用基于信赖域进行约束松弛；目标函数为自然凸函数，使用变量代换进行无损凸化；内点约束和端点约束采用直接线性化并在预定信赖域下进行松弛；在此基础上将原问题转化为序列凸优化问题；在给出各求解算法的参数条件下，构建原问题的序列凸优化的快速求解方法；迭代求解序列凸优化问题，实现多圈气动辅助降轨机动轨迹的快速规划。本发明具有普适性，鲁棒性强、重复性高。

公开(公告)号：CN116663150A

公开(公告)日：2023-08-29

申请号：CN202310689155.X

申请日：2023-06-12

Applicant: 北京理工大学

Inventor： 乔栋 ,  冯祥东 ,  韩宏伟

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开的一种火星气动辅助降轨走廊边界分析确定方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定初始轨道根数或入口状态的基础之上，建立飞行器在大气中的动力学方程。通过大步长遍历打靶的方法确定气动辅助变轨机动的下界和上界的大致范围。通过建立大气入口、控制量、出口状态的映射关系，得到关于入口边界航迹角的单变量非线性方程。利用基于信赖域的共轭梯度法逐点精确求解给定的飞行器结构参数的走廊上下界值，得到完整的关于飞行器结构参数的气动走廊。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)精度高，且方便调节；(3)计算速度快，收敛性强；(4)飞行器飞行动力学可根据实际需要更换，适用范围广。