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公开(公告)号：CN115758750A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211467868.3
申请日：2022-11-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/10 , G06F111/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于引力锁孔面积计算的小行星撞击概率评估方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：构建小行星高精度轨道动力学模型；根据位置速度矢量得到近心点半径和双曲超速参数；利用状态转移矩阵推导保守撞击条件；如果不满足保守撞击条件，排除蒙特卡洛打靶中不能够撞击地球的小行星轨道预测；如果满足保守撞击条件，利用变分法推导近心点半径偏差量和双曲超速方向角度偏差量的表达式；根据引力锁孔面积数值计算引力锁孔面积的累积分布函数；根据满足保守撞击条件的小行星轨道预测数目占所有蒙特卡洛打靶的小行星轨道预测数目比例和引力锁孔面积估计值，计算出小行星在给定时刻的撞击概率，即实现小行星撞击概率评估。
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公开(公告)号：CN115688373A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211185556.3
申请日：2022-09-27
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种基于空间圆锥曲线拼接的转移轨道快速优化方法，属于深空探测领域。本发明在用于轨道转移的平面圆锥曲线拼接方法基础上，利用坐标转换和几何分析方法增加用于描述地心出发轨道面空间方位的方位角参数θ和ψ，将平面圆锥曲线拼接法扩展到空间地月转移轨道优化；利用二体轨道理论推导二体模型，基于具有解析的特性的双二体模型拼接，能够提高轨道分析优化效率；根据轨道倾角和近月点高度等约束建立罚函数迭代优化地月转移出发速度增量、月球影响球进入点相位、方位角参数θ和ψ四个独立优化量，实现基于空间圆锥曲线拼接的转移轨道快速优化求解。本发明具有收敛性好、优化效率较高和适用范围广等优点。本发明适用于各种地月转移任务以及月球飞越轨道优化。
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公开(公告)号：CN113687660A
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202110810107.2
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开的一种考虑转角约束的气动辅助借力预测‑校正制导方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定气动辅助借力的机动目标前提下，建立飞行动力学模型；通过借力前后的轨道根数关系，建立气动辅助借力过程中状态量的始末约束；基于航迹角反馈设计下降段制导律，基于高度变化率为0设计等高巡航段制导律，基于终端约束需求设计上升段常值制导律，使飞行器按照终端约束上升并飞出大气；通过给出三个阶段的时间连接方程，在时间连接方程的限定下，通过有限差分校正给出等高巡航弧段的转角，结合目标转角的约束方程，给出气动辅助借力全过程的控制角剖面，实现借力转角约束下的气动辅助借力的闭环预测‑校正精确制导。
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公开(公告)号：CN113671974A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110810147.7
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
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：CN113671826A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110810144.3
申请日：2021-07-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种跨大气层飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定初始参数和系统参数的基础之上，建立与轨道尺寸之间相关的纵向动力学方程；建立气动辅助轨道机动可达能力边界问题描述；通过对气动辅助机动可达能力边界分析，根据固定终端速度，将可达能力评估问题转化为一类状态极大/极小问题，给出划分边界离散求解框架；针对离散边界点的最优控制问题，通过自变量替换和非线性问题的无损凸化，构建飞行器可达能力边界问题的序列凸优化框架，实现跨域飞行器气动辅助轨道可达能力快速评估。本发明鲁棒性强、可重复性高、精度高、可靠性强、评估效率高，对飞行器初始状态和系统没有严格限制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110806212B
公开(公告)日：2021-07-30
申请号：CN201911105262.3
申请日：2019-11-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的基于逐次凸规划的小行星探测小推力转移轨迹优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立小行星探测器小推力转移的改进春分点动力学模型。根据小推力转移的动力学特性，给出小推力轨迹优化问题的约束和优化性能指标。给出小推力星际转移轨迹优化问题的具体形式。通过动力学线性化和非线性等式约束松弛，将非线性小推力转移问题凸化。通过数值积分将凸化后的连续最优控制问题转化为凸优化问题。以凸化后的子问题为每一步迭代的内环节，以逐次逼近策略在有限步数快速求解得到最优的小行星探测小推力转移轨迹，即能够在保证小推力轨迹最优性和精度前提下，实现小推力轨迹的在线优化。本发明鲁棒性强、可重复性高、灵活性高。
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公开(公告)号：CN111559518B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202010386561.5
申请日：2020-05-09
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的面向通讯覆盖约束的地月平衡点任务轨道快速确定方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立地月旋转坐标系，确定Halo轨道的近似解析解并利用微分修正方法得到精确解，生成若干用于通讯约束振幅计算的Halo轨道；对月球背面区域进行网格化分，计算特征样本点与Halo轨道的几何关系。根据通讯约束指标，选取特征几何参数，构建面向通讯覆盖约束的回归方程，通过所述回归方程确定通讯约束与轨道振幅及着陆点的定量关系；根据任务约束，利用回归方程快速评估通讯条件，实现中继任务轨道确定。本发明能够实现不同通讯约束的任务轨道快速确定，确保月球背面着陆点的通讯覆盖，具有轨道确定效率高的优点。
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公开(公告)号：CN110775300B
公开(公告)日：2021-06-22
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：CN110672105B
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN201911152536.4
申请日：2019-11-22
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开的一种小天体接近段双探测器高精度协同光学导航方法，属于深空探测技术领域。本发明实现方法为：建立两颗探测器相对小天体的运动模型，构建双探测器接近小天体协同导航系统的状态模型；基于光学观测原理与无线电测距原理建立双探测器接近小天体的协同导航系统观测模型；结合双探测器接近小天体协同导航系统状态模型式、步双探测器接近小天体协同导航系统观测模型式，采用非线性导航滤波算法对两颗探测器相对小天体的位置与速度矢量进行协同估计，实现小天体接近段双探测器高精度协同光学导航。本发明包括但不限于两颗探测器，当探测器为多颗时，通过探测器之间的距离信息及小天体相对各个探测器的视线矢量信息实现高精度协同光学导航。
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公开(公告)号：CN110442117B
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN201910788377.0
申请日：2019-08-26
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开的一种火星探测器大底气动耦合分离过程安全性分析方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立着陆舱与大底下降过程的极坐标动力学模型；给定着陆舱与大底分离过程的初始状态量；建立大底分离过程着陆舱和大底的相对距离表达式；建立描述着陆舱和大底碰撞风险的概率表达式，并求取碰撞概率随系统参数的分布；给出不同系统参数下探测器与防热大底撞击风险存在的概率，并给出大底参数选取的范围，验证分离过程安全性分析方法的正确性和可靠性，进而提高火星探测器大底气动耦合分离过程安全性，降低撞击风险；本发明优点如下：鲁棒性强、可重复性高；灵活性高；对大底结构和气动参数没有依赖性；适用范围广。
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