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公开(公告)号：CN112141366B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202011009507.5
申请日：2020-09-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，包括：从预测时间步长内选取多个配点；根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息；对航天器在每个配点时的修正后的状态信息进行插值，获得航天器在每个时刻的修正后的状态信息。本发明采用高精度的反馈加速Picard迭代方法对初始预测状态信息进行修正，无需对矩阵求逆，在提高轨迹预测精度的同时，能够降低轨道计算中的复杂加速度项的计算耗时，并且结合配点法的思想，进一步减少了计算量，本发明为航天器提供了精确、实时的轨道预测方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118211511A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410401618.2
申请日：2024-04-03
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供了一种基于气动参数经验的高速飞行器参数快速估计方法，涉及航天技术领域，所述方法包括：确定影响待估计气动参数数值的飞行器状态变量和气动外形参数；根据气动外形参数和总体参数，通过计算流体力学方法进行气动计算，得到气动数据；基于气动数据，采用控制变量法逐步建立气动参数与气动外形和飞行器状态变量之间的多元函数关系，得到气动参数估算模型；根据气动参数估算模型，得到预设飞行器状态变量所对应的气动参数。本发明解决了现有技术中对于气动参数的计算，利用传统的气动特性的理论计算方法时，数值计算方法计算复杂，工程估算方法参数计算准确性低下的问题。
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公开(公告)号：CN118113054B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410519397.9
申请日：2024-04-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，涉及航天技术领域，方法包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算需用过载并得到法向需用过载和侧向需用过载；对法向需用过载、侧向需用过载和滚转角指令进行调整，得到最终需用过载和最终滚转角指令；根据飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定飞行器的俯仰舵偏指令；根据最终滚转角指令和飞行器的滚转角确定飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据俯仰舵偏指令和滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明解决了飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。
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公开(公告)号：CN118350210A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410531584.9
申请日：2024-04-29
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F17/13 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种面向空间引力波探测的地面半物理验证扭摆建模方法。本方法根据双级悬挂扭摆运动方式选择参考坐标系，基于所选参考坐标系和旋转变换顺序，得到双级悬挂扭摆的坐标变换矩阵；将双级悬挂扭摆的坐标变换矩阵与结构参数结合，确定双级悬挂扭摆的运动模态，计算双级悬挂扭摆的拉格朗日算子；根据双级悬挂扭摆的拉格朗日算子建立拉格朗日方程，求解拉格朗日方程得到双级悬挂扭摆的动力学模型，再据此得到用于地面验证引力波探测的敏感自由度的动力学模型。本发明结合双级悬挂扭摆结构，利用拉格朗日广义坐标与验证质量笛卡尔坐标之间的转换关系，具有建模思路简单的优点，有助于本方法在后续引力波探测的地面半物理验证分析中的应用。
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公开(公告)号：CN118113054A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410519397.9
申请日：2024-04-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供了一种基于滚转制导的高速飞行器执行机构控制分配方法，涉及航天技术领域，方法包括：基于当前时刻飞行器的三自由度质心运动模型，根据滚转制导律计算需用过载并得到法向需用过载和侧向需用过载；对法向需用过载、侧向需用过载和滚转角指令进行调整，得到最终需用过载和最终滚转角指令；根据飞行器状态、飞行器气动参数和最终需用过载确定飞行器的俯仰舵偏指令；根据最终滚转角指令和飞行器的滚转角确定飞行器的滚转通道RCS的推力指令；根据俯仰舵偏指令和滚转通道RCS的推力指令确定下一时刻飞行器不同执行机构的输出。本发明解决了飞行器制导指令对飞行器执行机构控制分配不合理导致飞行器的机动能力受限或是姿态失稳的问题。
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公开(公告)号：CN112141366A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011009507.5
申请日：2020-09-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开的一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，包括：从预测时间步长内选取多个配点；根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息；对航天器在每个配点时的修正后的状态信息进行插值，获得航天器在每个时刻的修正后的状态信息。本发明采用高精度的反馈加速Picard迭代方法对初始预测状态信息进行修正，无需对矩阵求逆，在提高轨迹预测精度的同时，能够降低轨道计算中的复杂加速度项的计算耗时，并且结合配点法的思想，进一步减少了计算量，本发明为航天器提供了精确、实时的轨道预测方法。
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