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公开(公告)号：CN117850248A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410258997.4
申请日：2024-03-07
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B13/04 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，涉及航天器技术领域，包括：建立航天器轨道动力学模型；构建航天器隐蔽机动过程对应的态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标；基于航天器轨道动力学模型、态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标，创建航天器隐蔽机动轨迹规划模型；利用高斯伪谱法对航天器隐蔽机动轨迹规划模型进行处理，获取离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型；求解离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型，确定航天器的隐蔽机动轨迹，获取航天器在开始位置至终端位置间的状态变量和控制变量。本发明能够使航天器避开态势感知系统监视，且无需对航天器的外形结构进行调整。
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公开(公告)号：CN117852319B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410260989.3
申请日：2024-03-07
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G01S13/86 , G06F111/04
摘要： 本发明公开了一种用于天地基态势感知系统的空间目标可见性判断方法，涉及空间态势感知领域，包括：根据天基态势感知系统和地基态势感知系统的探测原理，构建天基态势感知系统探测能力数学模型和地基态势感知系统探测能力数学模型；根据天地基态势感知系统探测能力数学模型，建立天地基态势感知系统一体化探测能力数学模型；获取判断时间、待判断的空间目标的状态参数、天基态势感知系统和地基态势感知系统的布局及探测性能参数；基于获取的数据，求解一体化探测能力数学模型，根据求解结果判断空间目标是否可见。本发明能够模拟天基态势感知系统和地基态势感知系统的探测能力，实现空间目标是否可见的快速判断，且能够降低计算量，提高求解速度。
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公开(公告)号：CN117852319A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410260989.3
申请日：2024-03-07
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G01S13/86 , G06F111/04
摘要： 本发明公开了一种用于天地基态势感知系统的空间目标可见性判断方法，涉及空间态势感知领域，包括：根据天基态势感知系统和地基态势感知系统的探测原理，构建天基态势感知系统探测能力数学模型和地基态势感知系统探测能力数学模型；根据天地基态势感知系统探测能力数学模型，建立天地基态势感知系统一体化探测能力数学模型；获取判断时间、待判断的空间目标的状态参数、天基态势感知系统和地基态势感知系统的布局及探测性能参数；基于获取的数据，求解一体化探测能力数学模型，根据求解结果判断空间目标是否可见。本发明能够模拟天基态势感知系统和地基态势感知系统的探测能力，实现空间目标是否可见的快速判断，且能够降低计算量，提高求解速度。
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公开(公告)号：CN111859527B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202010498016.5
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，包括如下步骤：转换坐标网格，建立自定义经纬度，原点在地心，助推滑翔导弹的发射点在x轴上，目标点在xoy平面上，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系；在助推段阶段，基于助推滑翔导弹的当前位置、速度、助推‑滑翔交班点高度、时间，规划助推段轨迹；在滑翔段阶段，基于助推滑翔导弹的当前滑翔高度、速度、末端经度，末端纬度，末端最小速度，末端最大速度、滑翔段最大动压，规划滑翔段轨迹；在进行轨迹规划的过程中，通过一系列凸化技术有效的将待求解问题转化为一列逼近原问题的凸子问题，并采用原始对偶内点法进行求解，大大减小了计算量并不再依赖于初值的选取，更加易于实现。
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公开(公告)号：CN111859527A
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN202010498016.5
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，包括如下步骤：转换坐标网格，建立自定义经纬度，原点在地心，助推滑翔导弹的发射点在x轴上，目标点在xoy平面上，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系；在助推段阶段，基于助推滑翔导弹的当前位置、速度、助推-滑翔交班点高度、时间，规划助推段轨迹；在滑翔段阶段，基于助推滑翔导弹的当前滑翔高度、速度、末端经度，末端纬度，末端最小速度，末端最大速度、滑翔段最大动压，规划滑翔段轨迹；在进行轨迹规划的过程中，通过一系列凸化技术有效的将待求解问题转化为一列逼近原问题的凸子问题，并采用原始对偶内点法进行求解，大大减小了计算量并不再依赖于初值的选取，更加易于实现。
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公开(公告)号：CN117850248B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410258997.4
申请日：2024-03-07
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B13/04 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种基于高斯伪谱法的航天器隐蔽机动轨迹规划方法，涉及航天器技术领域，包括：建立航天器轨道动力学模型；构建航天器隐蔽机动过程对应的态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标；基于航天器轨道动力学模型、态势感知系统约束、控制能力约束、边界条件约束和性能指标，创建航天器隐蔽机动轨迹规划模型；利用高斯伪谱法对航天器隐蔽机动轨迹规划模型进行处理，获取离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型；求解离散形式的航天器隐蔽机动轨迹规划模型，确定航天器的隐蔽机动轨迹，获取航天器在开始位置至终端位置间的状态变量和控制变量。本发明能够使航天器避开态势感知系统监视，且无需对航天器的外形结构进行调整。
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