公开(公告)号：CN109606739A

公开(公告)日：2019-04-12

申请号：CN201910108507.1

申请日：2019-01-18

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 张刚 ,  马慧东 ,  曹喜滨 ,  耿云海 ,  吴宝林 ,  孔宪仁 ,  董立珉

IPC: B64G1/24 ,  G06F17/11

Abstract: 本发明公开了一种探测器地月转移轨道修正方法，包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。本发明还公开了一种探测器地月转移轨道修正装置。

公开(公告)号：CN117184453A

公开(公告)日：2023-12-08

申请号：CN202311319643.8

申请日：2023-10-12

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  张小翔 ,  吴宝林 ,  马嘉宏 ,  王孟磊 ,  李化义

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/10

Abstract: 一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法，属于航天器编队控制领域，本发明为解决现有航天器编队控制存在的问题。本发明该方法包括以下步骤：S1、基于李群SE(3)建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程；S2、引入位形误差势函数以获取位形误差矢量；S3、建立可视性约束：构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束，及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束；S4、设计满足可视性约束的势函数；S5、建立基于李群SE(3)的辅助动力系统；S6、构建基于辅助动力系统的航天器编队6DOF输出反馈控制律：

公开(公告)号：CN116720375A

公开(公告)日：2023-09-08

申请号：CN202310725545.8

申请日：2023-06-19

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  陈俊宇 ,  孙兆博 ,  董雨洋 ,  林子杰 ,  王孟磊 ,  马嘉宏 ,  宁铠

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

Abstract: 针对低轨巨型星座高效能对抗的轨道设计方法及设备，属于航天器轨道设计技术领域。本发明为了解决现有的轨道设计方法设计的轨道存在不能同时兼顾巨型星座高效能对抗任务能效和对抗环境条件要求，不能满足任务航天器载荷能力和任务需求。本发明首先获取目标星座某一轨道面的轨道信息，然后根据载荷能力以及任务需求，设计逆行轨道或顺行轨道，需结合轨道根数关系，星座轨道面内航天器的分布运行规律等信息，进行轨道设计；最后针对设计的逆行轨道和顺行轨道，分别计算各自对应的收益J，选择收益最大的方案作为最终的高效能轨道设计方案。本发明用于低轨巨型星座高效能对抗的轨道设计。

公开(公告)号：CN115924127A

公开(公告)日：2023-04-07

申请号：CN202310039202.6

申请日：2023-01-12

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  董雨洋 ,  丁学良 ,  戴瀚苏 ,  孙兆博 ,  陈俊宇 ,  马军

IPC: B64G1/24

Abstract: 一种对地打击航天器空间‑大气层内轨道全段控制方法，为解决航天器从离轨段抵达再入段时选择再入点的准确性低，以及再入器在再入段的飞行轨迹未必最优的问题。建立再入器在再入段的动力学模型，结合准平衡条件得到有关再入器横程能力与纵程能力强弱的动力学方程，根据目标点参数和方程获取再入点区域，建立再入器在离轨段的动力学模型，将同平面Lambert机动方法作为离轨段的机动方式，得到燃料最优离轨段控制策略，根据燃料最优离轨段控制策略和再入点区域获取目标再入点，令目标再入点为再入器在离轨段的最终位置点和再入段的初始位置，利用hp自适应Guass伪谱法控制倾侧角与攻角，获取再入段的最优轨迹。属于航天器轨道控制领域。

公开(公告)号：CN115373264A

公开(公告)日：2022-11-22

申请号：CN202210877501.2

申请日：2022-07-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  陈俊宇 ,  丁学良 ,  戴瀚苏 ,  马军 ,  许闯 ,  李化义

IPC: G05B13/04

Abstract: 高精度航天器星下点轨迹调整燃料最优控制方法及设备，属于航天器轨道控制技术领域。为了解决常规对星下点轨迹调整的方法存在控制精度不高、燃料消耗较大的问题。本发明根据场景开始时间、地面目标经纬度以及目标轨道信息，计算得到一天内有机会实现星下点观测的时刻，选出任务总时间，并得到观测时任务航天器的期望状态。然后根据初始轨道和目标轨道信息，计算得到转移轨道信息，根据霍曼转移特点及约束条件，将第一次机动时刻设为变量，进行高精度轨道递推搜索得到合适的机动时刻，并将轨道控制指令代入高精度轨道动力学模型进行轨道递推，模拟观测误差并对机动时刻进行调相处理，得到修正后的轨道控制指令，实现对地面目标的高精度观测。