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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：CN105253329A
公开(公告)日：2016-01-20
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：CN119533451A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411382170.0
申请日：2024-09-30
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种利用三体系统低能穿越的行星际转移轨道优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在旋转系建立描述航天器运动的平面圆型限制性三体模型，基于平面圆型限制性三体模型充分利用三体轨道动力学改变航天器飞行能量，降低行星际转移所需的燃料消耗。在日心惯性系下建立高保真的星历模型。采用近心点庞加莱映射表征航天器的初始近心点状态，通过参数扫描确定相空间中对应于低能穿越运动的可行子集，可行子集对应能够被行星系统弱捕获的初始近心点状态，基于所述可行子集和近心点机动策略在平面圆型限制性三体模型下得到行星间的低精度转移轨道，在高保真的星历模型下对低精度转移轨道进行修正，得到高精度转移轨道。
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公开(公告)号：CN119334362A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202410744606.X
申请日：2024-06-11
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种自适应状态噪声补偿的机动航天器定轨方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立针对随机非线性动力学系统的未知突变的通用动力学模型和仅测角观测模型；基于动力学模型对系统状态和协方差矩阵进行预测；计算tk+1时刻系统量测残差和协方差矩阵，通过指标函数Λk+1表征系统基于动力学模型的预测结果与无机动模型的匹配度；tk+1时刻的指标函数与t1到tk的指标函数均值作比较，当评估指标与均值的差大于门限值时判定系统发生状态突变，并对系统预测结果作状态噪声补偿；基于系统状态噪声补偿的结果，计算定轨算法增益，基于系统预测结果#imgabs0#噪声补偿结果#imgabs1#和量测结果zk+1加权输出tk+1系统状态和协方差估计值，迭代求解每一时刻状态估计值，从而实现对机动航天器的高精度定轨。
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公开(公告)号：CN119227355A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411275083.5
申请日：2024-09-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/10 , G06F111/06
Abstract: 本发明公开的一种基于序贯优化的平动点构型初值设计方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：设计平动点探测器的轨道，即基于圆形限制性三体模型，通过微分修正得到平动点附近的周期或者拟周期轨道，再利用多重打靶法得到高精度星历下平动点附近的轨道。设计地球相位偏置探测器的轨道，由瞬时地球相位偏置轨道特征得到优化的初值，以相角变化量最小为指标，利用差分进化算法进行优化。以构型稳定性指标作为优化目标，引入松弛因子和相对到达因子，建立多目标优化问题，并将多目标优化问题转化为多目标到达问题。给定期望到达目标，进行高精度数值优化，得到具备较强稳定性的构型初值，解决平动点构型应用领域相关技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118953708A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411220658.3
申请日：2024-09-02
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种行星系统内多卫星借力燃耗最优轨道优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：选择满足探测需求的借力卫星序列，以各转移轨道周期为变量，只在离开初始轨道以及被目标卫星捕获或进入目标轨道时添加机动，优化目标为总速度增量最小，在行星质心惯性系下构建轨道优化问题。根据航天器在借力卫星间转移轨道的参数求解下一次卫星借力时的状态，由该状态能够匹配借力后转移轨道的参数进而实现连续求解，直到得到到达目标卫星时的状态。采用全局优化算法对该优化问题进行求解，得到抵达各借力卫星的相对速度以及借力前后的转移轨道参数，根据转移轨道参数实现参考在星历下各段转移轨道转移。
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公开(公告)号：CN113836697B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202110987081.9
申请日：2021-08-26
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的基于动态混合高斯的空间引力波探测构型稳定性演化方法，属于空间技术领域。本发明基于动态混合高斯模型实现空间引力波探测构型稳定性演化分析，预测空间引力波探测构型稳定性指标的不确定性分布，在空间引力波探测构型的构建过程中回避不稳定区域，提高空间引力波探测精度和效率。本发明使用动态演化方法对空间引力波探测构型中探测器的轨道误差进行递推，根据轨道误差的不确定性分布的非高斯程度使用不同数量的子高斯分布进行近似，相比混合高斯方法显著提升预测效率；同时基于轨道误差分布，使用加权的子高斯分布表征构型稳定性指标的不确定性分布，对非高斯表征精度高。本发明预测构型稳定性指标演化情况时，预测精度高、效率高。
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公开(公告)号：CN116202535B
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202211691690.0
申请日：2022-12-28
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种初值智能优选的航天器仅测角超短弧初轨确定方法，属于空间技术领域。本发明实现方法为：设定初始状态参数；随机生成目标轨道，对于每条轨道，进行递推并生成训练所需的样本点的输入以及输出；以均方根误差作为损失函数，通过迭代更新计算神经网络权重。输入三次测量矢量以及对应的时刻，通过训练好的神经网络预测得到首尾时刻的位置向径；使用Gooding算法迭代计算航天器的初始轨道状态；基于得到的初始轨道状态计算状态转移张量；计算视线角测量模型的一阶、二阶系数；建立初始轨道确定的修正模型并求解，修正初始轨道状态；基于估计得到的初始轨道状态进行精细化轨道估计，进而实现对于空间目标状态的快速高(56)对比文件Li XY等.Trajectory Tracking NearSmall Bodies Using Only Attitude Control.《JOURNAL OF GUIDANCE CONTROL ANDDYNAMICS》.2019,全文.
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公开(公告)号：CN111737814B
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202010453438.0
申请日：2020-05-25
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明为公开的一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法：建立地月旋转坐标系和三体动力学，求解周期轨道的状态转移矩阵特征根和特征向量。通过平衡点附近的周期轨道生成不稳定流形，选择靠近月球的不稳定流形，利用微分修正求解离轨机动，获得满足近月点约束的转移轨道，探测器施加相应机动使探测器转移至近月点。利用微分修正求解近月点机动，获得满足近地点约束的月地转移轨道，施加机动充分利用月球的引力作用，探测器施加相应机动使探测器转移至近地点。根据逃逸速度需求，探测器在近地点再次施加机动，施加机动充分利用地月的引力作用，降低探测器从周期轨道逃逸地月系统的速度增量。
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公开(公告)号：CN111753398B
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202010448584.4
申请日：2020-05-25
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于状态转移矩阵的平衡点转移轨道重构方法，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和三体动力学方程，获取任务轨道的位置速度状态；在旋转坐标系下计算地月L2点标称转移轨道状态转移矩阵；改变标称轨道的入轨状态，根据状态转移矩阵推导重构机动与入轨状态变化的函数关系；优化探测器的入轨状态，利用该函数关系确定重构速度增量和入轨速度增量最优重构轨道；探测器实施重构机动，完成地月L2点转移轨道的重构,并进入相同的L2点任务轨道。本发明能够使存在误差的转移轨道进入相同的任务轨道，且所需的燃料消耗比直接进行轨道修正所需的燃料消耗小，具有修正效率高、降低修正燃料消耗的优点。
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