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公开(公告)号：CN116625173A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310607538.8
申请日：2023-05-26
Applicant: 北京理工大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开的一种基于可达域分析的空间飞行器协同闭环拦截方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：使用可达域理论分析拦截器与目标的机动能力边界，并通过集合形式构建协同拦截约束，使用终端位置误差球重构协同拦截约束，建立协同拦截问题并基于序列凸规划框架完成求解，形成闭环拦截策略，通过闭环拦截策略实现弱机动能力拦截器对强机动能力目标的协同拦截。具有如下优点：(1)可适用于弱机动能力拦截器对强机动能力目标的拦截，以弱胜强降低拦截脱靶量；(2)基于可达域理论构建协同拦截约束，其拦截准确性高；(3)对拦截器的轨道高度没有严格限制和约束；(4)序列凸规划求解，协同拦截问题求解效率高。
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公开(公告)号：CN116625381A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310612869.0
申请日：2023-05-26
Applicant: 北京理工大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开的一种评估星群变轨机动的多重可达覆盖性方法，适用于卫星星座多星可达区域的快速评估，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地心固连球坐标系下将目标区域在距离和天顶角两个维度进行等体积离散，并以离散单元中心线的可达方位角区间作为评价指标；通过计算中心线与可达域包络的交点并进行详细判断，得到单星可达方位角区间；采用一种节点排序和一次性顺序读取方法，得到对应目标中心线的多星可达方位角区间，同时结合目标方位角区域对于多星可达方位角区间进行截取；整合所有目标中心线的多星可达区间得到星座对于目标区域的多星可达区域，即实现星群变轨机动的多重可达覆盖性评估。本发明时间复杂度压缩为O(n2+n)。
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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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公开(公告)号：CN119756903A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411565434.6
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 一种空间高精度干涉测量地心构型入轨稳定域扩大方法，属于航空航天领域。本发明实现方法：建立空间高精度干涉测量地心构型航天器动力学方程。建立空间高精度干涉测量地心构型稳定性表征模型，建立空间高精度干涉测量地心构型稳定性指标与空间高精度干涉测量地心构型中航天器状态矢量的映射关系。建立空间高精度干涉测量地心构型航天器轨道偏差传播的半解析表达式。建立空间高精度干涉测量地心构型轨道偏差传播的半解析表达式。建立空间高精度干涉测量地心构型稳定性指标偏差传播的半解析表达式。在每次牛顿迭代中增大该时刻稳定性指标的权重，根据牛顿法的最优解对航天器初始状态进行迭代优化，得到扩大的空间高精度干涉测量地心构型入轨稳定域。
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公开(公告)号：CN118907439A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411005030.1
申请日：2024-07-25
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种气动辅助降轨的双通道角度跟踪制导方法，包括考虑J2摄动和天体自转影响，建立攻角‑侧滑角调制下的航天器气动辅助降轨动力学模型；分别选取升力系数、侧向力系数作为纵向、侧向通道的控制量，并分别以航迹角和航向角作为跟踪变量；综合考虑气动参数和大气环境的不确定性，结合航天器气动辅助降轨动力学模型，获得攻角‑侧滑角调制下的气动辅助降轨跟踪制导问题模型，构建集总不确定项；采用扩张状态观测器对跟踪变量和集总不确定项进行逼近；基于线性状态误差反馈在纵、侧向双通道分别设计跟踪制导律。因此，采用上述方法，能够保障在参数扰动及不确定情况下的跟踪制导性能，实现对气动辅助降轨标称轨迹的高精度跟踪。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113671974B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202110810147.7
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开的一种跨域飞行器返回段转弯进场精确制导方法，属于航空航天技术领域。本发明：建立飞行器能量管理区转弯进场动力学，给定飞行器转弯进场过程的始末状态约束；根据飞行器飞行轨迹特征对转弯进场飞行轨迹进行分段，推导得到每段的转弯轨迹特征参数和轨迹连接条件；基于初始转弯段的圆弧轨迹特性，通过圆弧轨迹约束方程推导初始转弯段的开环控制律，基于直线捕获段直线飞行轨迹特征，给出航程比例攻角控制律，基于跑道对准段的圆弧轨迹特性，通过圆弧轨迹约束方程推导跑道对准段的开环控制律；构建以跑道对准段转弯半径为制导参数，以末端进场能量为校正目标的跨域飞行器转弯进场闭环预测校正制导框架，给出跨域飞行器转弯进场轨迹。
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公开(公告)号：CN118289228A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410400714.5
申请日：2024-04-03
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种基于开关函数特性的最优小推力转移轨迹生成方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地心惯性坐标系下，构造平均动力学模型对航天器状态进行描述，随机生成燃耗最优转移轨迹的航天器起始状态；通过消除YSS的开关函数的控制变量偏航角和偏航切换角，构造由状态和协态组成的关机段转移时间表达式，推导YSS开关函数向上穿越0线时航天器起始协态的取值范围，在上述求解所得协态变量边界范围内随机给定起始协态变量；计算当前起始状态‑协态下关机段转移时间，判断转移时间约束是否满足；以起始状态和起始协态变量为积分起始点同时正向和反向积分，生成完整的最优转移轨迹，即完成最优小推力转移轨迹的快速生成。
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公开(公告)号：CN113960926B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202111210201.0
申请日：2021-10-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)灵活性高，适用于多种行星气动捕获任务；(3)方法迁移性好，不需要提前人为给出控制参数边界。
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公开(公告)号：CN117706921A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311593896.4
申请日：2023-11-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种航天器高精度连续推力抵近轨迹规划方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立航天器相对运动动力学模型与连续推力下的动力学模型；构造抵近过程的相对距离变化率不断减小的二次函数形式微分方程，生成任务航天器的抵近轨迹与各次脉冲机动矢量；将推力方向角、高度角以及持续时间作为连续推力抵近的优化变量，把相对运动模型下生成的脉冲机动矢量转换到惯性坐标系下并计算近似的推力方向角、高度角以及持续时间作为优化变量初值；构建以任务航天器抵近轨迹的末端相对状态偏差最小为性能指标的修正优化问题，在高精度动力学下分段优化求解得到该问题，得到抵近终端状态高精度匹配的连续推力控制策略与抵近轨迹。
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公开(公告)号：CN117705127A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311696357.3
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种考虑光照约束的航天器多目标遍历巡视轨道优化方法，属于近地卫星应用领域。本发明将空间多目标遍历巡游过程分为转移段和飞掠段，利用相对运动和数值计算方法建立描述近距离飞掠过程的相对运动模型，建立考虑观测太阳遮挡、月球遮挡和地球遮挡的优化模型，以遍历巡视速度增量最小为指标，根据巡视目标的飞行禁区和巡视载荷的最大工作距离为约束，优化n次巡视和n‑1次转移的共5n‑2个独立待优参数。利用绝对和相对轨道理论，推导燃料和时间消耗计算公式，能够提高燃料利用效率。通过分析光学传感器在近距离观测任务中的约束条件，在近距离观测轨道优化中增加光照约束，能够实现满足观测约束条件下的多目标巡视观测。
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