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公开(公告)号：CN116834976A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310667420.4
申请日：2023-06-07
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的动力学方程，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程。分析RCS力矩输出特性，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型。建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，控制飞行器姿态稳定。基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
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公开(公告)号：CN116011208A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211705760.3
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种时间约束下航天器飞掠机动半解析规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：通过轨道运动方程构建空间目标飞掠位置在空间中的指向以及轨位参数，并建立目标飞掠的位置矢径约束方程。根据时间约束，推导得到飞掠机动轨道转移过程的最长时间，以此得到飞掠机动的可行时间约束。分别基于转移时间约束方程和机动位置矢径约束方程给出第一个和第二个机动点参数的解析表征方程，构建以第二次机动参数求解过程为内环，以第一次机动参数求解为外环进行双层循环迭代求解，通过第二次机动参数求解给出第一次机动的约束方程，求解得到第一次机动参数，进而得到面向空间目标机动的全部最优参数和机动轨迹，实现飞掠转移轨迹的规划。
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公开(公告)号：CN114154253A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210123114.X
申请日：2022-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化方法，属于航空航天技术领域。实现方法为：首先根据开关机约束和发动机类型给出强非线性推力和比冲变化模型；然后建立基于改进春分点根数考虑发动机关机和参数强非线性的转移轨迹动力学模型；之后根据任务需求，给出考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化问题的约束和性能指标；然后通过线性化动力学和松弛非线性等式约束，将考虑发动机关机和参数强非线性的连续推力轨迹优化问题凸化；然后通过数值积分和逐次逼近快速求解考虑关机约束的变参数连续推力轨迹优化问题，得到最优转移轨迹及对应的最优控制方向，根据优化结果解决推力控制领域相关问题。本发明对近地轨道连续推力转移和深空轨迹连续推力转移均适用，适用范围广且鲁棒性强。
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公开(公告)号：CN114148548A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202210123115.4
申请日：2022-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种三体系统周期轨道调相的小推力轨迹快速优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法：建立探测器在三体系统中考虑推力的动力学模型；根据调相轨道约束和动力学特性给出三体系统小推力调相优化问题的具体形式，所述具体形式指考虑始末时刻对应三体系统调相轨道的始末状态等式约束、推力分量等式约束、推力大小不等式约束，且以探测器末端质量最大为性能指标的调相优化问题的具体形式；对建立的三体系统动力学模型进行线性化处理，并对得到的推力等式约束进行松弛处理，即实现三体系统小推力调相优化问题的凸化；通过数值积分和逐次逼近策略快速迭代求解得到三体系统周期轨道最优调相轨道，实现三体系统小推力轨道快速优化。
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公开(公告)号：CN113221365A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110549707.8
申请日：2021-05-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/06
Abstract: 本发明涉及一种面向航天器飞行博弈中燃耗约束的处理方法，特别涉及一种两个航天器进行博弈时，对两个航天器的燃耗约束进行处理的方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在考虑航天器燃耗约束的情况下，建立航天器微分博弈模型，基于最优控制理论推导出对应的最优条件，利用打靶法进行求解，同时由不考虑航天器燃耗约束情况向考虑燃耗约束情况进行逼近，最终得到考虑燃耗约束的航天器微分博弈问题的解，根据航天器博弈问题求解结果采取相应控制处理策略，进而解决航天器博弈领域相关技术问题。本发明具有收敛性好、适用性强的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110775300A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201911074123.9
申请日：2019-11-06
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种利用姿态机动的不规则小天体表面着陆误差抑制方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：着陆器根据释放情况预估着陆位置和速度，建立小天体表面坐标系和接触动力学模型，根据约束优化最优着陆姿态；根据当前姿态和最优着陆姿态规划着陆器的姿态运动，通过姿态控制机构控制着陆器满足求解得到的着陆姿态，通过一次或多次姿态机动使探测器与表面接触后法向速度小于阈值，在表面滑动并利用摩擦力停留在小天体表面。本发明通过改变探测器的着陆姿态，从而改变探测器与小天体接触后的速度方向，进而改变着陆回弹轨迹，减少着陆过程中回弹导致的着陆误差，提高小天体表面着陆的可靠性和精度。
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公开(公告)号：CN106383994A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610801621.9
申请日：2016-09-05
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G16Z99/00
Abstract: 本发明公开的一种基于脉冲和气动辅助结合的低轨轨道面转移方法，涉及地球低轨航天器大范围轨道面转移方法，属于航空航天领域。本发明首先建立轨道根数及大气内飞行过程的动力学方程；将航天器通过施加脉冲机动变轨到大椭圆轨道，在远地点施加离轨脉冲使航天器进入大气；选取优化目标为轨道面的改变量最大，给定约束并得到满足气动力要求的最优控制率和终端状态量，完成气动辅助轨道面转移；航天器飞出大气并沿转移轨道运行至目标轨道高度，施加定轨脉冲使航天器进入目标轨道。本发明可实现以较低的燃耗完成低轨航天器的轨道平面转移。本发明鲁棒性强、可重复性高，受航天器轨道方位影响小，气动辅助过程灵活性高，对目标轨道的适用范围广。
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公开(公告)号：CN105301958A
公开(公告)日：2016-02-03
申请号：CN201510733982.X
申请日：2015-11-03
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明公开的一种基于气动力辅助的平衡点周期轨道捕获方法，涉及一种太阳-行星-探测器三体系统下周期轨道的捕获方法，属于航空航天技术领域。本发明通过建立探测器在气动力下的运动方程，并确定探测器在大气内运动的控制量变化规律，利用探测器进入行星大气的一段轨道将星际转移轨道与平衡点周期轨道的稳定流形相连接，实现行星-太阳-探测器三体系统的周期轨道捕获。探测器首先进入行星大气，利用气动力辅助减速，并在离开大气时进入行星-太阳-探测器三体系统下的稳定流形，沿稳定流形无动力滑行至周期轨道实现捕获。本发明具有所需速度增量极小，捕获机会多，灵活性高的特点，适用于具有大气的行星平衡点周期轨道捕获。
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公开(公告)号：CN120030788A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510190318.9
申请日：2025-02-20
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种航天器抵近机动数据集构建方法，属于航天器轨道设计与优化技术领域，包括以下步骤：步骤1、确定机动卫星的机动类型并设置机动生成算法的输入；步骤2、计算目标卫星最大飞行圈数与任务时间；步骤3、基于当前圈数，计算任务时间，并求解初始猜测；步骤4、构建表征机动卫星成功执行机动的非线性方程，并利用基于Nlopt的无导数局部最优算法Sbplx求解收敛解；步骤5、根据求解结果，判断是否需要更新最优解；步骤6、根据当前圈数，判断迭代是否达成终止条件；步骤7、根据机动卫星的机动类型，判断算法是否达成终止条件，以及是否需要额外机动；本发明提供的方法可满足多种抵近机动数据集的快速构建。
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公开(公告)号：CN119774004A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510178526.7
申请日：2025-02-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于侧滑修正的气动捕获机动制导方法，涉及轨道制动耗能优化领域，包括建立航天器在大气捕获机动过程中大气飞行段的机动动力学模型；S2、基于饱和函数对机动动力学模型进行剖面分析并设计目标气动捕获倾侧角基准轨迹；所述饱和函数的基本参数通过航天器滚转机动能力设置，并确定气动捕获过程中以倾侧角为调制的制导参数。本发明能通过饱和函数近似阶跃型的倾侧角时序剖面，可以显著降低制导参数的敏感性，增强制导系统的鲁棒性。
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