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公开(公告)号：CN108100307B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201711264944.X
申请日：2017-12-05
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种用于复杂约束下低能量小天体精确探测轨道转移方法，属于航空航天技术领域。本发明首先确定探测轨道设计任务所需满足的多种复杂非一致强耦合约束，建立多种复杂非一致强耦合约束与轨道设计参数的映射关系；在质心旋转坐标系下建立探测器动力学方程；通过建立的线性化探测器动力学方程提供初值，采用非线性降维方法和二阶微分修正得到星历模型下精确的拟周期轨道；基于星历模型下精确的拟周期轨道，采用拟流形扰动法优化获得转移轨道初值；针对多种复杂非一致强耦合约束对得到的转移轨道初值进行修正，获得精确的低能量转移轨道。本发明具有效率高、收敛性好、转移所需能量小的优点。
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公开(公告)号：CN108100306A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711264943.5
申请日：2017-12-05
Applicant: 北京理工大学
CPC classification number: B64G1/105 , B64G1/242 , B64G2001/1064
Abstract: 本发明公开的一种快速筛选日地平衡点小行星探测目标的方法，属于航空航天领域。本发明在太阳‑地球质心旋转系下建立探测器动力学方程；将探测器在旋转系下的位置速度转换到太阳为中心的惯性系下，并表示成轨道要素形式；给定探测器的速度增量约束和转移时间约束，求解最优两脉冲转移轨道，计算满足约束的小行星探测目标最大轨道根数范围；根据小行星探测目标参数范围，对小行星数据库中的小行星探测目标进行筛选，排除参数范围外的小行星探测目标；剩余小行星探测目标为满足多重约束条件的小行星探测目标，并根据探测任务需要完成精确轨道设计，得到相应的轨道转移机会，完成相应小行星探测任务。本发明具有筛选速度快、且不受发射时间影响的优点。
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公开(公告)号：CN108038290A
公开(公告)日：2018-05-15
申请号：CN201711264888.X
申请日：2017-12-05
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009 , G06F2217/06
Abstract: 本发明公开的一种多重约束下的多维度小行星探测目标筛选方法，属于航空航天技术领域。本发明根据探测任务的多重约束强弱情况对约束进行分类和排序，确定筛选顺序；根据探测器在轨时间寿命，测控站所支持的观测通信距离，确定探测时间范围约束和探测器与地球的测控通信约束，并对小行星目标进行初选；根据探测器成像约束及小行星物理特性对目标进行进一步筛选；基于日‑地‑月系统转移轨道两点边值问题求解，根据速度增量约束进一步筛选目标小行星，确定筛选出的目标小行星数量，并完成相应的小行星探测任务。本发明在考虑多重约束条件下实现小行星探测目标筛选，并通过对约束强弱等级和筛选难易程度进行判断，提高筛选速度和筛选效率。
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公开(公告)号：CN105511493B
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201511000976.X
申请日：2015-12-28
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的一种基于火星大气辅助的低轨星座部署方法，涉及一种火星大气与其引力系统下的火星星座部署方法，属于航空航天技术领域。本发明通过优化得到满足气动力要求的控制率来求解出所需初始轨道进入大气施加的速度脉冲和飞行器进入目标轨道施加的速度脉冲。探测器通过施加所需的飞行器从初始轨道进入大气速度脉冲将载有的飞行器从远火点位置释放并进入大气，在大气内通过优化给出的控制率进行气动力辅助轨道转移，并通过施加所需的飞行器进入目标轨道施加的速度脉冲将飞行器定轨到目标轨道上，将多颗星座飞行器分别部署到各自的目标轨道上，实现对整个星座的部署。本发明部署过程所消耗的能量低，对目标轨道没有严苛的要求，部署过程灵活。
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公开(公告)号：CN107480402A
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201710783537.3
申请日：2017-08-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F2217/78
Abstract: 本发明公开的一种平面气动捕获终端状态可达范围确定方法，属于航空航天技术领域。本发明在给定目标行星和行星大气状态的基础上，建立飞行器气动捕获过程中大气飞行段的极坐标动力学模型；给定气动捕获的初始状态量；给定终端状态约束；求解气动捕获终端状态可达范围即为确定飞行速度和飞行航迹角的终端可达范围；在确定飞行速度和飞行航迹角的终端可达范围时通过将问题转化为最优控制问题，通过求解飞行速度和飞行航迹角组成的终端可达边界，便得到平面气动捕获终端状态可达范围。本发明具有如下优点：(1)鲁棒性强、可重复性高；(2)确定方法灵活性高；(3)对气动捕获的目标行星没有严格限制和约束；(4)对气动捕获飞行器类型的适用范围广。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106682274A
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201611103467.4
申请日：2016-12-05
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明是一种考虑振幅约束的Halo轨道在轨保持方法，属于航空航天技术领域。本发明通过在两个主天体和探测器构成的限制性三体模型下建立动力学方程，确定两个主天体和探测器构成的三体系统平衡点位置。确定大小天体和探测器构成的三体系统下平衡点附近的Halo轨道。根据扰动变量设计Halo轨道保持的微分修正算法。根据微分修正算法设计Halo轨道在轨保持策略。在真实星历环境下，考虑测量误差和执行误差，按照所述的轨道保持策略采用微分修正算法得到每次轨道修正的速度增量，按照速度增量进行轨道修正控制，可以实现满足振幅约束的Halo轨道在轨保持，同时尽可能降低轨道保持所需的燃料消耗。
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公开(公告)号：CN106679674A
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201611102885.1
申请日：2016-12-05
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明一种基于星历模型的地月L2点Halo轨道阴影分析方法，属于航空航天技术领域。通过在地‑月‑星构成的限制性三体模型下建立动力学方程，在地月旋转系下生成L2点附近的Halo轨道。选定Halo轨道周期内的在轨时间th和对应的任务时刻T，将旋转坐标系下的Halo轨道转换到惯性系下。根据惯性坐标系下的日‑地‑星和日‑月‑星的相对位置，利用圆锥阴影模型判断卫星受地球和月球的遮挡情况。改变任务时刻T，重新计算日‑地‑星和日‑月‑星的相对位置，重新利用圆锥阴影模型进行阴影分析，直至使命轨道结束。改变Halo轨道的在轨时间th重复上述分析，计算得不同位置下的阴影分布情况。本发明真实程度更高，阴影分析考虑情况更加全面。
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公开(公告)号：CN106650278A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611244603.1
申请日：2016-12-29
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种非同步双星系统的轨道计算方法，特别涉及一种基于二阶微分修正的非同步双星系统稳定轨道的计算方法，属于航空航天技术领域，适用于探测器对非同步双星系统进行探测的轨道设计。本发明对任意非同步双星系统，先将系统考虑为同步系统进行周期轨道搜索，然后根据小行星的自旋周期将同步系统转换为非同步系统并获得的周期轨道按轨道周期分成若干段，带入非同步系统中进行轨道积分，利用二阶微分修正对若干段轨道分别进行位置修正和速度修正，通过多次迭代获得非同步系统中的长期稳定轨道。能够实现适用于非同步双星系统的稳定轨道，且轨道初值易选取、收敛性好，计算效率高。
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公开(公告)号：CN105253329B
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201510599566.5
申请日：2015-09-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种基于弱稳定边界的两脉冲行星捕获轨道方法，涉及一种探测器在星际航行中被目标天体捕获进入任务轨道时的捕获轨道方法，属于航空航天技术领域。本发明包括如下步骤：在太阳‑行星质心旋转系下建立探测器运动方程；确定太阳‑行星系统的弱稳定边界；根据目标任务轨道选定弱稳定边界系数e、探测器相对行星距离r0、探测器‑行星夹角θ；探测器施加第一次机动，由双曲线轨道进入弱稳定边界转移轨道；探测器施加第二次机动，由弱稳定边界转移轨道进入目标任务轨道，最终实现轨道捕获。本发明无需考虑行星的大气信息且不受行星大气不确定度影响，可靠性高，此外，本发明所需速度增量小、适用范围大、对于较高任务轨道高度的捕获轨道效果更佳。
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公开(公告)号：CN104554828B
公开(公告)日：2016-10-19
申请号：CN201510015223.X
申请日：2015-01-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G99/00
Abstract: 本发明涉及一种基于脉冲调控的180°转角转移轨道不收敛的解决方法，属于航空航天技术领域。本发明方法在180°转角附近情况下通过引入深空机动点，将行星1‑行星2转移的整个转移轨道划分为行星1‑深空机动点转移、深空机动点‑行星2转移两段轨道，接下来对于以深空机动点划分的两段转移轨道由于其转角均小于180°，分别通过Gauss算法解决其转移问题；然后，通过对深空机动点时间ti和位置Ri寻优，以达到脉冲之和最小。对比Gauss算法，通过本发明方法能够找出当转角为180°附近时的低倾角、低脉冲转移轨道，从而获得更加真实和全面的行星‑行星转移机会。
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