公开(公告)号：CN116720375A

公开(公告)日：2023-09-08

申请号：CN202310725545.8

申请日：2023-06-19

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  陈俊宇 ,  孙兆博 ,  董雨洋 ,  林子杰 ,  王孟磊 ,  马嘉宏 ,  宁铠

IPC: G06F30/20 ,  G06F30/15 ,  G06F119/14

Abstract: 针对低轨巨型星座高效能对抗的轨道设计方法及设备，属于航天器轨道设计技术领域。本发明为了解决现有的轨道设计方法设计的轨道存在不能同时兼顾巨型星座高效能对抗任务能效和对抗环境条件要求，不能满足任务航天器载荷能力和任务需求。本发明首先获取目标星座某一轨道面的轨道信息，然后根据载荷能力以及任务需求，设计逆行轨道或顺行轨道，需结合轨道根数关系，星座轨道面内航天器的分布运行规律等信息，进行轨道设计；最后针对设计的逆行轨道和顺行轨道，分别计算各自对应的收益J，选择收益最大的方案作为最终的高效能轨道设计方案。本发明用于低轨巨型星座高效能对抗的轨道设计。

公开(公告)号：CN119045330A

公开(公告)日：2024-11-29

申请号：CN202411174569.X

申请日：2024-08-26

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  林子杰 ,  陈俊宇 ,  董雨洋 ,  孙兆博

IPC: G05B13/04

Abstract: 一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。

公开(公告)号：CN118170023A

公开(公告)日：2024-06-11

申请号：CN202410298638.1

申请日：2024-03-15

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 吴宝林 ,  林子杰 ,  丁学良 ,  戴瀚苏 ,  马军 ,  孙兆博 ,  陈俊宇 ,  吴航

IPC: G05B13/04

Abstract: 一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。