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公开(公告)号：CN109240340B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811422893.3
申请日：2018-11-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的一种基于拟周期轨道的洛伦兹力多星编队构型方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为，通过建立带电从星在主星的人工磁场下的运动方程，并对运动方程进行无量纲简化处理，并确定无量纲化的运动方程的平衡点，利用微分修正法和数值延拓法得到平衡点附近的周期轨道，并计算周期轨道中心流形上的拟周期轨道，通过在拟周期轨道频闪映射下的不变曲线上部署多颗带电卫星，实现无工质消耗的洛伦兹力多星编队构型。所述方法无需消耗化学燃料、无化学污染，在近距离空间编队、在轨操作和长时间的空间观测任务中具有应用前景。本发明适用于带电卫星绕地球高轨上带有自旋磁场的航天器进行近距离编队。
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公开(公告)号：CN110736469A
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201911074223.1
申请日：2019-11-06
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明为公开的基于日地旋转坐标系的小行星探测精确轨道转移方法，属于航空航天技术领域。本发明的实现方法为：通过利用等高线图搜索最优星际转移机会；建立日地旋转坐标系，将最优转移机会转换至旋转坐标系；基于椭圆型限制性三体动力学方程，考虑地球出发高度约束，通过二阶微分修正算法在旋转系下对轨道进行修正；将转移轨道转换至惯性系，完成小行星探测精确转移轨道设计，得到地心惯性系下的精确地球-小行星转移轨道，按照得到的地球-小行星转移轨道进行轨道转移，探测器能够实现精度高、效率高的从地球至目标小行星的轨道转移。本发明同时考虑地球逃逸轨道和日心转移轨道，无需进行圆锥轨道拼接，能够提高轨道设计的精度。
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公开(公告)号：CN114684389B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202210335695.3
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种考虑再入约束的月地转移窗口及精确转移轨道确定方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：根据地面着陆场约束、再入约束确定固连系下再入点状态，提高着陆可靠性；预设月地转移时长和任务搜索日期区间，确定区间内地月引力模型下每天的最优月地转移轨道对应的近月点高度，根据预设的近月点高度偏差限确定月地转移窗口；在高精度摄动模型下，修正月球影响球边界的探测器状态以及对应的月球影响球内高精度转移轨道；在再入点前施加速度修正使得探测器的转移轨道在月球影响球边界处位置精确逆向拼接，得到月球影响球边界至再入点的高精度转移轨道。本发明具有窗口计算效率高、转移轨道精度高、再入舱着陆可靠性高的优点。
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公开(公告)号：CN108038290A
公开(公告)日：2018-05-15
申请号：CN201711264888.X
申请日：2017-12-05
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009 , G06F2217/06
Abstract: 本发明公开的一种多重约束下的多维度小行星探测目标筛选方法，属于航空航天技术领域。本发明根据探测任务的多重约束强弱情况对约束进行分类和排序，确定筛选顺序；根据探测器在轨时间寿命，测控站所支持的观测通信距离，确定探测时间范围约束和探测器与地球的测控通信约束，并对小行星目标进行初选；根据探测器成像约束及小行星物理特性对目标进行进一步筛选；基于日‑地‑月系统转移轨道两点边值问题求解，根据速度增量约束进一步筛选目标小行星，确定筛选出的目标小行星数量，并完成相应的小行星探测任务。本发明在考虑多重约束条件下实现小行星探测目标筛选，并通过对约束强弱等级和筛选难易程度进行判断，提高筛选速度和筛选效率。
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公开(公告)号：CN115310268A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210810908.3
申请日：2022-07-11
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于初值优选的地心引力波测量星座构型半解析优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立高精度摄动动力学模型，引入引力波测量星座构型参数；构建考虑偏心率的带补偿平均纬度幅角偏差的内迭代优化模型，然后建立基于初值优选更新的地心引力波测量星座构型外迭代优化模型，进行长期强稳定性要求的引力波测量星座构型优化求解，实现考虑多个稳定性指标的具有长期强稳定性的引力波测量星座构型高效优化。根据得到的具有长期强稳定性的引力波测量星座初始状态，作为引力波测量任务星座部署的末端约束，进行长期强稳定性的引力波测量，有利于空间引力波的稳定干涉测量。本发明具有优化效率高、适用范围广的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115291290A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210810910.0
申请日：2022-07-11
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于纬度幅角补偿的干涉测量星座初值迭代优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立干涉测量星座构型，并求解干涉测量星座构型的纬度幅角偏差与呼吸角之间的关系。根据已变形构型的形状推导纬度幅角的偏差量；根据平均化方法将构型参数的方差作为补偿量加入纬度幅角平均偏差；推导以纬度幅角平均偏差为梯度的初始状态迭代方法；迭代得到具备较强稳定性的星座构型初值，实现长期受到复杂摄动影响的干涉测量星座的初值高效优化。本发明具有优化效率高、优化后结果对应的初值构型稳定性好、应用范围广的优点，能够应用于后续干涉测量星座数值优化，减少干涉测量星座数值优化搜索范围，显著提高干涉测量星座数值优化效率。
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公开(公告)号：CN111446888B
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN202010343833.3
申请日：2020-04-27
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及航空航天领域，特别涉及一种基于人工磁场的洛伦兹力悬浮方法，适用于地球高轨上利用带电航天器的悬浮观测任务。本发明通过运动方程的平衡点位置坐标与人工磁场方向之间的解析表达式，以及引入合适的量纲对平衡点位置方程无量纲化，进而得到任意悬浮位置对应的人工磁场方向，并给出了所需人工磁场方向下超导线圈中需要的电流大小。本发明只需调整主星上三个正交的超导线圈中的电流大小，就能得到任意的人工磁场的方向，就能实现所需的位于平衡点的悬浮任务，还可以通过改变从星上的带电量进一步调节悬浮位置，无需消耗额外的化学燃料，在近距离悬浮的空间观测任务中具有应用前景。
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公开(公告)号：CN111446888A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN202010343833.3
申请日：2020-04-27
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及航空航天领域，特别涉及一种基于人工磁场的洛伦兹力悬浮方法，适用于地球高轨上利用带电航天器的悬浮观测任务。本发明通过运动方程的平衡点位置坐标与人工磁场方向之间的解析表达式，以及引入合适的量纲对平衡点位置方程无量纲化，进而得到任意悬浮位置对应的人工磁场方向，并给出了所需人工磁场方向下超导线圈中需要的电流大小。本发明只需调整主星上三个正交的超导线圈中的电流大小，就能得到任意的人工磁场的方向，就能实现所需的位于平衡点的悬浮任务，还可以通过改变从星上的带电量进一步调节悬浮位置，无需消耗额外的化学燃料，在近距离悬浮的空间观测任务中具有应用前景。
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公开(公告)号：CN109240340A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811422893.3
申请日：2018-11-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的一种基于拟周期轨道的洛伦兹力多星编队构型方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为，通过建立带电从星在主星的人工磁场下的运动方程，并对运动方程进行无量纲简化处理，并确定无量纲化的运动方程的平衡点，利用微分修正法和数值延拓法得到平衡点附近的周期轨道，并计算周期轨道中心流形上的拟周期轨道，通过在拟周期轨道频闪映射下的不变曲线上部署多颗带电卫星，实现无工质消耗的洛伦兹力多星编队构型。所述方法无需消耗化学燃料、无化学污染，在近距离空间编队、在轨操作和长时间的空间观测任务中具有应用前景。本发明适用于带电卫星绕地球高轨上带有自旋磁场的航天器进行近距离编队。
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公开(公告)号：CN114684389A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202210335695.3
申请日：2022-03-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种考虑再入约束的月地转移窗口及精确转移轨道确定方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：根据地面着陆场约束、再入约束确定固连系下再入点状态，提高着陆可靠性；预设月地转移时长和任务搜索日期区间，确定区间内地月引力模型下每天的最优月地转移轨道对应的近月点高度，根据预设的近月点高度偏差限确定月地转移窗口；在高精度摄动模型下，修正月球影响球边界的探测器状态以及对应的月球影响球内高精度转移轨道；在再入点前施加速度修正使得探测器的转移轨道在月球影响球边界处位置精确逆向拼接，得到月球影响球边界至再入点的高精度转移轨道。本发明具有窗口计算效率高、转移轨道精度高、再入舱着陆可靠性高的优点。
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