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[发明专利]一种运载火箭风估计方法、装置、设备及存储介质-CN202011419824.4有效
发明人：彭小波;严卿;杜燕茹 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
申请日： 2020-12-08 - 公布日： 2021-03-19 - 主分类号： G06F17/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭风估计方法、装置、设备及存储介质，运载火箭风估计方法包括：将箭体状态参数和风速矢量预测值输入到视加速度预测模型中得到箭体视加速度预测值；计算箭体视加速度预测值与箭体视加速度测量值的误差；利用转移矩阵及箭体视加速度预测值与箭体视加速度测量值的误差得到更新后的风速矢量预测值；判断更新后的风速矢量预测值是否收敛值至预设范围；当更新后的风速矢量预测值收敛值至预设范围时，将更新后的风速矢量预测值作为最终的风速矢量预测值；当更新后的风速矢量预测值未收敛值至预设范围时，将更新后的风速矢量预测值作为下一个风速矢量预测值。由此可以不依赖气流测量数据而快速地对风速矢量进行估计。
一种运载火箭估计方法装置设备存储介质

[发明专利]一种基于线性二次型调节器的双星系统轨道保持方法-CN201711366153.8有效
发明人：乔栋;李翔宇;韩宏伟;杜燕茹;胡勃钦;尚海滨 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-12-18 - 公布日： 2020-08-28 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明涉及一种双星系统的轨道保持方法，涉及一种采用线性二次型调节器跟踪控制实现双星系统轨道保持的方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法如下：利用简化双体动力学模型设计标称轨道，然后在精确的双体动力学方程下以标称轨道的初值得真实轨道，计算真实轨道与标称轨道的偏差，基于线性二次型调节器设计最优控制律，获得最优加速度，施加连续控制，使真实轨道收敛在标称轨道附近，实现双星系统下的轨道跟踪和保持。本发明适用于存在初始误差和模型误差情况下的双星系统轨道保持，具有收敛性好，保持精度高等特点。
一种基于线性二次调节器双星系统轨道保持方法

[发明专利]一种用于平衡状态双体小行星系统的平面自然捕获方法-CN201810491927.8有效
发明人：乔栋;杜燕茹;李翔宇 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2018-05-22 - 公布日： 2020-08-21 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明公开的一种用于平衡状态双体小行星系统的平面自然捕获方法，属于航空航天技术领域。本发明首先建立以双体小行星系统质心为中心的质心旋转坐标系，在该坐标系的基础上建立双体小行星系统中探测器的解析平面全三体动力学模型；在满足特定条件的平衡状态双体小行星系统自然捕获轨道的时候给定初始雅可比积分常数，结合以及初始位置矢量确定初始速度，获得探测器在初始时刻的状态矢量；根据近心点判断方法、逃逸判断方法与撞击判断方法对初始状态矢量区域进行划分；结合捕获轨道对捕获前后或撞击前经过近心点次数的要求，确定符合特定条件的双体小行星系统的捕获轨道初始状态矢量集合，构建全部符合特定条件的捕获轨道集合，进而构建捕获轨道。
一种用于平衡状态小行星系统平面自然捕获方法

[发明专利]一种考虑始末约束的多体系统低能量捕获轨道方法-CN201711366134.5有效
发明人：乔栋;李翔宇;胡勃钦;杜燕茹;韩宏伟;尚海滨 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-12-18 - 公布日： 2020-06-19 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开的一种考虑始末约束的多体系统低能量捕获轨道方法，特别涉及一种考虑初始和终端状态约束的低能量捕获轨道方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：基于多体系统和弱稳定边界理论，利用太阳的引力作用辅助行星捕获，通过对到达天体的双曲线轨道倾角进行筛选并施加轨道修正，实现满足终端约束的捕获轨道设计，利用B平面参数实现精确的从地球出发的星际转移轨道和弱稳定边界轨道的匹配，探测器仅通过两次制动和一次轨道修正最终进入任务轨道。本发明具有所需速度增量小、适用范围广、方法易实现的优点。
一种考虑始末约束体系能量捕获轨道方法

[发明专利]一种奔月卫星编队初始化方法-CN201710814705.0有效
发明人：乔栋;李翔宇;胡勃钦;杜燕茹;孙超 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-09-12 - 公布日： 2020-04-24 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开的一种奔月卫星编队初始化方法，属于航空航天技术领域。本发明具体实现方法为：在地球和月球惯性系下分别建立卫星动力学方程；通过多次多目标轨道修正，保证多颗卫星实现编队初始化；通过在地月转移中增加中途修正，保证各卫星的轨道倾角，近月点高度相同，到达近月点时刻接近；在近月点施加机动保证卫星的远月点高度相同；确定基准星，其余卫星为追踪星，利用两次近月点调相机动，保证追踪星的相角与基准星相同；最后采用最优两脉冲或多脉冲交会，使各追踪星与基准星速度位置满足编队约束，实现奔月卫星的编队初始化。本发明提供一种多颗卫星分离奔月后形成月球编队的轨道编队初始化方法，具有效率高、燃料消耗少的优点。
一种卫星编队初始化方法

[发明专利]一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法-CN201710814830.1有效
发明人：乔栋;李翔宇;杜燕茹;胡勃钦;杨雅迪 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-09-12 - 公布日： 2020-02-11 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开的一种考虑误差的多脉冲环月卫星编队初始化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在月球惯性系下建立卫星动力学方程；通过求解优化最优两脉冲轨道，并执行第一次交会机动，然后根据测控时长更新卫星状态，进行下一次最优两脉冲优化，直至最后一次交会脉冲的结果小于预设约束时，实现追踪星与基准星的编队初始化。本发明具有如下优点：(1)能够实现考虑测控误差和执行误差下的环月卫星编队，适用范围广；(2)通过多次求解兰伯特问题设计多脉冲转移轨道，收敛性好，执行效率高；(3)通过多次观测数据更新卫星状态，并根据更新状态重新优化转移轨道，相比单次观测后设计的最优转移轨道编队初始化精度高。
转移轨道初始化卫星状态多脉冲求解交会测控卫星动力学方程航空航天技术多次观测更新状态脉冲轨道脉冲优化时长更新数据更新问题设计卫星惯性系收敛性脉冲准星预设月球优化观测追踪

[发明专利]一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法-CN201710814989.3有效
发明人：乔栋;李翔宇;孙超;杜燕茹;胡勃钦 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-09-12 - 公布日： 2019-07-16 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明为公开的一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，属于航空航天技术领域。本发明具体实现方法为：通过在月球惯性系下建立探测器有限推力动力学方程；将单次月球捕获机动分解成多次捕获机动，并优化每次捕获机动的参数；将第一次机动和其余多次机动所需的速度脉冲转换为最优有限推力捕获轨道，优化发动机开始工作相位、推力方向以及工作时间，实现最优有限推力捕获，进入目标轨道。本发明要解决的技术问题是提供一种所需速度增量小、捕获效率高的月球有限推力捕获轨道实现方法，能够得到满足约束的有限推力捕获轨道，收敛性好。
一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法

[发明专利]基于网格搜索的双星系统空间轨道族搜索方法-CN201611242143.9有效
发明人：乔栋;李翔宇;孙超;杨雅迪;杜燕茹 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2016-12-29 - 公布日： 2019-03-05 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开的基于网格搜索的双星系统空间轨道族搜索方法，涉及一种双星系统空间轨道族搜索方法，属于航空航天技术领域。本发明的实现方法为：对双星系统空间轨道的初始状态划分网格进行便利搜索，通过比较临近初始参数对应的终端状态与理想状态的差值以及相对位置关系得出存在周期轨道的备选初始状态，利用微分修正算法得到精确的周期轨道初始状态；最后根据轨道的能量，轨道周期以及位置分布得到不同的空间轨道族。本发明能够实现适用于双星系统空间及多圈轨道的搜索，且搜索得到的轨道族多、搜索效率高，便于实现得到初始参数敏感的轨道族。
基于网格搜索双星系统空间轨道方法

[发明专利]非同步双星系统的稳定轨道计算方法-CN201611244603.1有效
发明人：乔栋;李翔宇;刘银雪;杜燕茹;杨雅迪 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2016-12-29 - 公布日： 2019-02-01 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：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。
同步双星系统稳定轨道计算方法

[发明专利]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-CN201711264944.X有效
发明人：乔栋;黄江川;杜燕茹;李翔宇;尚海滨;孟林智 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-12-05 - 公布日： 2018-12-21 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：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。
探测轨道转移轨道低能量强耦合动力学方程拟周期轨道复杂约束小天体探测器星历航空航天技术修正非线性降维旋转坐标系轨道设计映射关系扰动法收敛性线性化二阶流形质心优化

[发明专利]一种航天器两脉冲相对悬停方法-CN201710766918.0在审
发明人：乔栋;韩宏伟;尚海滨;杜燕茹;高艾 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-08-31 - 公布日： 2018-02-13 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开的一种航天器两脉冲相对悬停方法，属于航空航天技术领域。本发明首先建立相对运动的解析动力学模型和状态转移矩阵；在求解两脉冲相对悬停轨迹的时先给定第一次脉冲和第二次脉冲在相对系下的位置，给定两脉冲悬停的周期从而确定两次脉冲之间悬停轨迹历时；通过状态转移矩阵和悬停周期分别确定两脉冲大小和脉冲时刻对应的相对速度；然后通过将悬停周期总时间等分成序列，并求解得到每一个时间节点对应的状态量，通过绘制状态量里面的位置序列得到两脉冲悬停轨迹，即实现两脉冲悬停。具有如下优点鲁棒性强、可重复性高；灵活性高，机动脉冲小；对航天器轨道高度没有严格限制和约束；对目标相对区域悬停轨迹的适用范围广。
一种航天器脉冲相对悬停方法

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