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公开(公告)号：CN115994408A
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202211513798.0
申请日：2022-11-29
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种日心构型引力波探测器转移轨道优化方法及装置，属于探测器轨道优化领域。其中，所述方法包括：建立转移轨道初始状态约束和末端状态约束；将转移轨道分为地心段、月心段、日心段，建立引力波探测器在各分段的二体动力学模型并求解；根据求解结果，结合初始状态约束和末端状态约束，构建转移轨道优化问题并求解，得到转移轨道优化方案的初始解；基于分段结果，建立考虑各摄动影响的动力学模型，采用自适应模型延拓算法对初始解进行优化，得到最终的转移轨道优化方案。本发明通过建立多阶段考虑各摄动影响的动力学模型并求解，得到的转移轨道优化结果可有效降低引力波探测器转移过程的能量消耗，为引力波研究提供有力的技术支持。
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公开(公告)号：CN118780157A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410787696.0
申请日：2024-06-18
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/27 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航天动力学与航天器轨迹优化技术领域，特别涉及一种天琴引力波探测器转移轨道设计方法及装置，其中，方法包括：利用圆型限制性三体模型分析天琴引力波探测器中任一航天器的机械能变化；根据机械能变化特点和轨道动力学特征确定采用二体模型下的密切轨道根数表征航天器状态；根据密切轨道根数建立圆型限制性三体模型下的月球飞越映射关系；利用月球飞越映射关系对深度神经网络进行训练，得到快速映射模型；根据快速映射模型建立地月系统内抬升轨道的转移轨道优化模型，以计算最佳转移轨道。由此，解决了在圆型限制性三体模型下无法为飞越定义明确边界条件，设计的月球飞越轨迹模型只能依赖数值积分，耗时长，难以直接应用于优化等问题。
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公开(公告)号：CN112464429A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011072998.8
申请日：2020-10-09
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提出一种小推力航天器轨道根数长期演化的极大值估计方法，属于航天器动力学与控制领域。本发明首先分别建立关于半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近拱点幅角、真近点角六个轨道根数的摄动方程，然后将前五个方程分别除以第六个方程，得到前五个轨道根数分别关于真近点角的微分方程；基于微分代数原理，利用轨道动力学特性，分析推导出小推力航天器轨道根数关于轨道周期的长期演化变化量极大值估计方法。本发明能够快速计算出航天器轨道根数变化量极大值，计算消耗低，适用范围广，可提高航天器轨道根数变化量极大值估计的计算效率与适用范围。
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公开(公告)号：CN118753523A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410724676.9
申请日：2024-06-05
Applicant: 清华大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本申请涉及一种多个航天器编队飞行的协同控制方法、装置、设备及介质。包括：建立控制期望驱动的控制脉冲计算模型；基于控制脉冲计算模型，建立分层控制拓扑结构，并根据分层控制拓扑结构分别确定多个航天器编队飞行的整体位置控制策略和编队构形的控制策略；建立协同控制拓扑结构，基于协同控制拓扑结构对编队构形的控制策略进行优化，并基于整体位置控制策略和优化后的编队构形的控制策略协同控制多个航天器编队飞行。由此，通过控制脉冲计算模型，对编队整体位置与编队构形进行分层优化设计，实现航天器编队低频次协同控制，解决了现有技术设计控制策略需要确定的变量复杂，计算耗时过长等问题，提升空间引力波的探测精度。
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公开(公告)号：CN112520071B
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202011491094.9
申请日：2020-12-17
Applicant: 清华大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出一种可回收火箭动力段燃料最优着陆轨迹快速规划方法，属于飞行器最优控制技术领域。本发明首先在建立可回收火箭动力段动力学方程的基础上，建立可回收火箭动力段燃料最优控制律，将着陆最优控制问题转换为一个两边极值问题。在初始协态变量确定的前提下，得到火箭动力段最优动力剖面和动力切换时间，解析给出两边极值问题的解析打靶方程。本发明还基于纵向动力学特性，获得纵向最优燃料着陆控制的解析解，并以此解为初始解，通过同伦技术可实现原两边极值问题的快速、可靠求解。与传统最优控制数值求解方法相比，本发明属于半解析方法，具有显著的实时性和可靠性优势，可广泛应用于未来先进飞行器在大行星表面的动力着陆任务。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114707244A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210353622.7
申请日：2022-04-02
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/15 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种日心轨道引力波探测器初始构形优化方法及装置，属于引力波探测构形设计领域。其中，所述方法包括：将轨道接近地球轨道的虚拟探测器为探测器编队的主星，将探测器编队中的实际探测器作为从星，建立探测器编队的解析近似运动方程；建立探测器编队的动力学模型；根据运动方程和动力学模型，确定探测编队初始构形的优化变量；根据优化变量，建立探测器编队初始构形优化模型并求解，得到所述优化变量的最优解。本发明可实现引力波探测器编队在高精度动力学模型下保证稳定性，在除了无拖曳控制以外无其他控制条件下满足科学探测需求。
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公开(公告)号：CN118850363A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410906435.6
申请日：2024-07-08
Applicant: 清华大学
Abstract: 本申请涉及航天动力学与星座构形设计技术领域，特别涉及一种利用地月远距离逆行轨道的引力波探测构形设计方法，包括：根据圆型限制性三体模型的动力学方程确定周期轨道稳定性理论；建立圆型限制性三体模型中远距离逆行轨道的微分修正，利用微分修正和周期轨道稳定性理论分析远距离逆行轨道特性；进一步建立利用地月远距离逆行轨道的引力波探测构形及其稳定性评价指标，从而探究每个远距离逆行轨道对应的引力波探测构形的目标稳定性，进而生成利用地月远距离逆行轨道的引力波探测构形设计结果。由此，解决了相关技术中的大多数引力波探测任务均采用圆轨道和正三角形构形，导致空间引力波探测构形较为单一，降低引力波探测构形设计的多样性的问题。
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公开(公告)号：CN114707244B
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202210353622.7
申请日：2022-04-02
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/15 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种日心轨道引力波探测器初始构形优化方法及装置，属于引力波探测构形设计领域。其中，所述方法包括：将轨道接近地球轨道的虚拟探测器为探测器编队的主星，将探测器编队中的实际探测器作为从星，建立探测器编队的解析近似运动方程；建立探测器编队的动力学模型；根据运动方程和动力学模型，确定探测编队初始构形的优化变量；根据优化变量，建立探测器编队初始构形优化模型并求解，得到所述优化变量的最优解。本发明可实现引力波探测器编队在高精度动力学模型下保证稳定性，在除了无拖曳控制以外无其他控制条件下满足科学探测需求。
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公开(公告)号：CN112464429B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202011072998.8
申请日：2020-10-09
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提出一种小推力航天器轨道根数长期演化的极大值估计方法，属于航天器动力学与控制领域。本发明首先分别建立关于半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近拱点幅角、真近点角六个轨道根数的摄动方程，然后将前五个方程分别除以第六个方程，得到前五个轨道根数分别关于真近点角的微分方程；基于微分代数原理，利用轨道动力学特性，分析推导出小推力航天器轨道根数关于轨道周期的长期演化变化量极大值估计方法。本发明能够快速计算出航天器轨道根数变化量极大值，计算消耗低，适用范围广，可提高航天器轨道根数变化量极大值估计的计算效率与适用范围。
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公开(公告)号：CN112520071A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011491094.9
申请日：2020-12-17
Applicant: 清华大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出一种可回收火箭动力段燃料最优着陆轨迹快速规划方法，属于飞行器最优控制技术领域。本发明首先在建立可回收火箭动力段动力学方程的基础上，建立可回收火箭动力段燃料最优控制律，将着陆最优控制问题转换为一个两边极值问题。在初始协态变量确定的前提下，得到火箭动力段最优动力剖面和动力切换时间，解析给出两边极值问题的解析打靶方程。本发明还基于纵向动力学特性，获得纵向最优燃料着陆控制的解析解，并以此解为初始解，通过同伦技术可实现原两边极值问题的快速、可靠求解。与传统最优控制数值求解方法相比，本发明属于半解析方法，具有显著的实时性和可靠性优势，可广泛应用于未来先进飞行器在大行星表面的动力着陆任务。
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