公开(公告)号：CN119045330A

公开(公告)日：2024-11-29

申请号：CN202411174569.X

申请日：2024-08-26

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  林子杰 ,  陈俊宇 ,  董雨洋 ,  孙兆博

IPC: G05B13/04

Abstract: 一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。

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。