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公开(公告)号：CN105574261A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201510937574.6
申请日：2015-12-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T10/82 , G06F17/5086 , G06F17/5095
Abstract: 本发明涉及一种月球借力约束的地月平动点转移轨道设计方法，属于航天器轨道设计与优化领域。选择目标Halo轨道入轨点位置与期望的月球借力约束大小，利用方程(1)对入轨点的状态量进行积分，至航天器到达预期的月球借力位置。通过相关的优化算法对入轨点状态量进行修正调整，使得借力位置的状态满足方程(3)的约束条件，进而确定航天器进入Halo轨道所需要的机动速度增量大小。通过合理选择月球借力约束条件及Halo轨道入轨点等参数，能够有效地设计出满足任务要求的低耗能转移轨道。
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公开(公告)号：CN105511490A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510934925.8
申请日：2015-12-15
IPC: G05D1/10
CPC classification number: G05D1/101
Abstract: 本发明公开的一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法，属于卫星姿轨控制技术领域。本发明的方法通过调整推力器使推力方向不对准卫星质心，同时产生用于位置保持的速度增量和用于角动量卸载的力矩，从而同时实现位置保持和角动量卸载，推力器进行位置保持后无需再次单独开机进行角动量卸载，从而能够减少推力器开关机次数。由于位置保持机动的过程中同时实现了角动量卸载，不需要再次耗费燃料进行角动量卸载，从而以燃料较少的方式实现位置保持-角动量卸载联合控制。本发明要解决的技术问题是在推力器关机次数较少且消耗较少燃料的情况下解决静止轨道卫星的位置保持、角动量卸载问题。
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公开(公告)号：CN103235597B
公开(公告)日：2015-05-20
申请号：CN201310120557.4
申请日：2013-04-09
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种航天器的快速姿态机动快速稳定联合控制方法，属于航天器姿态控制和振动控制领域。（1）吸取航天器姿态机动轨迹规划技术和输入成形技术的优势，发明一种航天器快速姿态机动快速稳定联合控制方法，能够使得航天器在任务要求时间内完成机动，并且机动后能够保证航天器姿态快速稳定到指标要求值以内；（2）本发明还综合考虑了航天器姿态控制执行机构的力矩输出能力和航天器的最大角速度机动能力，使航天器姿态控制执行机构的输出力矩能够易于实现。
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公开(公告)号：CN102981175A
公开(公告)日：2013-03-20
申请号：CN201210568428.7
申请日：2012-12-24
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01S19/42
Abstract: 本发明涉及一种集群空间机器人主从式目标协同定位方法，属于航天器导航技术领域。本发明充分利用集群内成员和目标航天器之间的几何关系，建立不具备测量功能的成员与目标航天器之间相对位置的间接量测方程；主空间机器人M结合目标航天器和从空间机器人Ci与自身的相对位置信息，在远距离阶段为从空间机器人Ci提供目标相对位置信息，再采用Kalman滤波理论实现了协同定位。本发明所采用的集群空间机器人主从式目标协同定位方法，可以明显减少集群内相对测量设备的数量，降低各成员系统复杂程度，提高其可靠性。
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公开(公告)号：CN102759927A
公开(公告)日：2012-10-31
申请号：CN201210275120.3
申请日：2012-08-03
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种提高光学载荷成像质量的方法，特别涉及一种使用多级隔振平台提高光学载荷成像质量的方法，属于高频振动控制领域。一种隔振平台包括：上平台、下平台以及连接上平台和下平台的支杆。所述的一种隔振平台可以安装在飞轮或者控制力矩陀螺等卫星执行机构和卫星星体之间，或光学有效载荷和卫星星体之间；控制力矩陀螺、安装架和隔振平台的上平台共同组成了上平台系统；当需要在光学有效载荷和卫星星体加装隔振平台时，光学有效载荷的底座和隔振平台的上平台固连，同样能够组成一套上平台系统。所有隔振平台的下平台都固定连接在卫星星体上，共同组成了下平台系统。解决了星上光学有效载荷成像精度和稳定度低的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119960297A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411902999.9
申请日：2024-12-23
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种用于星间激光建链的快速反射镜控制方法，属于空间通信与导航领域。本发明用状态空间方程的形式建立激光终端精回路的模型，模型考虑构成精回路的快速反射镜机械结构特点、执行电机的特性，考虑到卫星上存在的微振动以及传感器测量误差对系统的影响，实现精回路的精细化状态空间模型的建立；设计卡尔曼滤波器，得到较为精确的状态变量，通过精确设计控制器实现精回路的精确控制并降低外部扰动的不良影响，提高激光通信链路的稳定性。本发明利用建立的精细精回路模型，设计基于LQR方法的输入增量状态反馈控制器，提高控制器设计效率；基于状态反馈控制器实现精回路的高动态性能、低稳态误差的控制，提高激光建链的效率。
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公开(公告)号：CN119885812A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202411657156.7
申请日：2024-11-19
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/092 , G06N3/084 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 一种强化学习驱动高超声速变体飞行器再入轨迹优化方法，属于高超声速飞行器、轨迹优化领域。本发明实现方法为：基于类别形状转换法CST建立包括乘波体机身与两段变形机翼的类乘波体高超声速变体飞行器参数化模型。考虑飞行高度H，飞行马赫数Ma，攻角α，内翼段后掠角χ1，外翼段后掠角χ2等因素影响，建立Kriging代理模型，获取高超声速变体飞行器气动性能。基于DDPG强化学习算法，根据高超声速变体飞行器在再入段飞行过程中的飞行特点，结合专家经验及飞行过程中动力学、始末状态、热流、过载和动压约束，实现DDPG算法驱动的再入段轨迹优化模型训练。通过不同高超声速变体飞行器飞行仿真预测，实时给出变体决策，实现高超声速变体飞行器的再入段轨迹优化。
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公开(公告)号：CN117125269A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202310443267.7
申请日：2023-04-21
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于逃逸弧的共面轨道多星规避制导方法，属于航天器制导与控制技术领域。本发明具体实现方法如下：在各航天器的初始状态下，采用非线性相对运动方程计算各航天器的标称相对运动轨迹；根据各追逃航天器沿标称轨迹传播的相对可达圆之间的位置关系，判断各追踪航天器标称轨迹的类型，求解各追逃可达圆的相交时间范围；针对各相交时间范围，设置统一时标，求解各追踪航天器的最大威胁弧段，进而得到当前决策时刻的逃逸弧；根据当前决策时刻的逃逸弧是否为空，对规避轨迹末端位置的方向角进行寻优，以最小化对应的逃逸值函数，确定所需施加的最优规避机动脉冲。本发明具有减轻星载计算机实时计算压力，提高规避脉冲生成效率等优点。
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公开(公告)号：CN115169075A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210625202.X
申请日：2022-06-02
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F16/21 , G06F16/245 , G06F16/2453 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开的一种基于并行架构的最优飞越序列获取方法，属于轨道设计与优化领域。本发明实现方法如下：构建并行集束搜索算法，将兰伯特问题求解并行化；在任务时间窗口的起始时刻确定航天器此时的状态，进行并行集束搜索得到目标访问的子序列；然后将子序列保存至数据库中，提取数据库中每个子序列末端的状态及时刻，从此状态出发再次进行并行集束搜索；将上述过程反复迭代，生成子序列数据库；对子序列进行拼接，生成一条完整的目标访问飞越序列轨迹；通过调整目标间转移时间以及优化飞越速度进一步降低飞越序列的总速度增量。本发明能够显著提高飞越序列规划效率，有效保证大规模目标问题序列生成的最优性，获取高精度低能耗的航天器飞越序列。
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公开(公告)号：CN111994304B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202010898380.0
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24 , G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开的一种静止轨道卫星小推力长期位置保持方法，通过球坐标建立卫星轨道面内和面外的平均轨道运动模型；通过相平面分析法给出静止轨道卫星在面内和面外的长周期运动规律；在此基础上，通过选取静止轨道卫星的定点位置保持窗口，获得在定点窗口内卫星无控状态的周期运动轨迹，即漂移段轨迹；设计小推力控制律，获得卫星受控状态下的运动轨迹，即推力段轨迹，使推力段轨迹与漂移段轨迹共同形成一个闭环轨迹，从而完成静止轨道卫星的小推力长期位置保持。
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