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公开(公告)号：CN113268859B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110448705.X
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/27 , G06N5/04 , G06N3/0499 , G06N3/0464 , G06N3/0442 , G06N3/048 , G06N3/092 , G06N3/0985
Abstract: 本发明实施例提供一种航天器在轨博弈的仿真模拟系统，包括实时解算航天器随时间变化的位置、速度、姿态、姿态角信息的运动学模型装置，对航天器数量、机动能力、速度增量幅值、即时奖励函数、太阳方位角、碰撞情况、通讯网络、观测量进行定义的场景定义装置，建立智能算法的神经网络模型的神经网络模型建立装置，调用神经网络模型并根据航天器观测量及速度增量、t0+T时刻航天器观测量及即时奖励函数对动作网络、评价网络进行训练的智能算法装置，将神经网络模型的训练过程数据通过图形方式呈现的结果输出与性能评估装置，可视化地呈现所述航天器的运动轨迹的场景实时显示装置，利用本技术方案可以实现航天器运行状态及运动轨迹的精确模拟与评估。
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公开(公告)号：CN113311851B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202110450195.X
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明实施例提供一种航天器追逃智能轨道控制方法，包括：从预先建立的追逐航天器和被追逐航天器的运动轨迹的运动学模型中获取t0时刻所述追逐航天器和被追逐航天器的观测量；将所述追逐航天器和被追逐航天器的观测量分别输入各自训练效果收敛的动作网络中计算t0时刻所述追逐航天器和被追逐航天器的速度增量；根据t0时刻所述追逐航天器和被追逐航天器的速度增量对追逐航天器和被追逐航天器进行轨道控制，获取t0+T时刻所述追逐航天器和被追逐航天器的观测量，根据观测量判断按照所述t0时刻的速度增量进行轨道控制后所述追逐航天器和被追逐航天器之间是否追逃成功。利用本发明实施例提供的技术方案可以实现航天器之间的准确追逃控制。
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公开(公告)号：CN115783311B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310050749.6
申请日：2023-02-01
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种航天器电推进位置保持的地影检测和规避方法，方法包括：基于电推进位置保持周期确定待检测轨道周期；对每一个待检测轨道周期进行如下地影检测：计算当前轨道周期内的地影边界，并根据太阳星历和地影边界确定当前轨道周期内是否处在地影季；若处在地影季，则计算当前轨道周期内的地影弧段；基于电推进位置保持周期内各点火弧段的点火开始时刻和点火结束时刻以及检测得到的地影弧段，确定是否存在地影干涉的点火弧段，并对存在地影干涉的点火弧段进行地影规避。本方案，能够实现航天器在整个电推进位置保持周期内的地影弧段的自主检测和预报，进而实现点火弧段的地影规避。
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公开(公告)号：CN114019992B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202111175986.2
申请日：2021-10-09
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种面向推力器复用的三轴解耦姿态控制方法，属于航天器姿态轨道控制领域。步骤包括：(1)记控制周期计数k初始值为1，若允许喷气分时解耦控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；(2)计算喷气输出轴；(3)姿控推力器分配；(4)计算分时解耦干扰力矩；(5)计算干扰前馈补偿量；(6)若禁止喷气分时解耦控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。本发明所涉及的推力器力矩输出分时调制方法，针对推力器输出耦合问题，采用分时调制方式，实现三轴喷气输出力矩解耦，减小了非期望输出轴的干扰力矩。
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公开(公告)号：CN115828035B
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN202310119730.2
申请日：2023-02-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种静止轨道卫星太阳光压干扰力矩的在轨拟合估计方法，包括：利用傅里叶级数形式生成太阳光压干扰力矩的表达公式；利用采样的动量轮角动量数据拟合得到每一个拟合时段对应表达公式中的拟合系数；基于太阳光压周期内不同拟合时段所对应的拟合起始时刻和卫星的拟合起始位置，确定卫星在预报位置处所对应的拟合时刻；计算预报时刻与拟合时刻之间的儒略年差；根据儒略年差和太阳光压周期内划分的各拟合时段确定与预报时刻所匹配的目标拟合时段；利用目标拟合时段的拟合系数计算预报时刻的太阳光压干扰力矩。本方案，能够在轨拟合估算预报时刻的太阳光压干扰力矩，且可满足卫星在轨控制精度的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113830331B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111177518.9
申请日：2021-10-09
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种面向能源安全的太阳帆板主动控制及故障检测方法，步骤包括：(1)设置帆板初始转动方向SDir为1，控制方式SMode为HOLD，控制计数器NSCounter为0，记标定点火次数k初始值为1，若允许帆板主动控制，则循环进行步骤(2)～步骤(6)；(2)计算帆板目标转角；(3)帆板转角测量跳变故障检测及处理；(4)根据帆板目标转角和采集的帆板测量转角，计算帆板转角偏差值；(5)根据转角偏差值，生成帆板分级驱动指令；(6)若禁止帆板主动控制，则退出计算流程；否则返回步骤(2)，k加1。本发明具有转角计数跳变故障自主检测能力，解决了转角计数跳变故障检测和处理问题。
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公开(公告)号：CN115828035A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202310119730.2
申请日：2023-02-16
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，本发明提供了一种静止轨道卫星太阳光压干扰力矩的在轨拟合估计方法，包括：利用傅里叶级数形式生成太阳光压干扰力矩的表达公式；利用采样的动量轮角动量数据拟合得到每一个拟合时段对应表达公式中的拟合系数；基于太阳光压周期内不同拟合时段所对应的拟合起始时刻和卫星的拟合起始位置，确定卫星在预报位置处所对应的拟合时刻；计算预报时刻与拟合时刻之间的儒略年差；根据儒略年差和太阳光压周期内划分的各拟合时段确定与预报时刻所匹配的目标拟合时段；利用目标拟合时段的拟合系数计算预报时刻的太阳光压干扰力矩。本方案，能够在轨拟合估算预报时刻的太阳光压干扰力矩，且可满足卫星在轨控制精度的要求。
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公开(公告)号：CN113353289B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202110450161.0
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明实施例提供一种面向空间博弈的策略梯度强化学习自主驱离策略，包括：选取一护卫星作为第一航天器和第二航天器的参照点，获取第二航天器的预定的水滴运动轨迹，在仿真环境中建立CW轨道相对运动学模型；获取t0时刻第一航天器和第二航天器的观测量，根据所述水滴运动轨迹获取所述第二航天器的速度增量；将t0时刻第一航天器的观测量输入训练效果收敛的动作网络计算t0时刻所述第一航天器的速度增量，进行轨道控制；计算t0+T时刻第一航天器观测量，根据所述t0时刻第二航天器的速度增量计算t0+T时刻第二航天器的观测量；根据t0+T时刻第一航天器和第二航天器的观测量计算距离并进行驱离判定。利用本发明实施例提供的技术方案可以实现航天器之间的准确驱离控制及判定。
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公开(公告)号：CN115097859A
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202211015701.3
申请日：2022-08-24
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本说明书实施例涉及航天器姿态轨迹规划技术领域，特别涉及一种高轨遥感卫星动目标跟踪成像的姿态轨迹优化方法和装置。其中，该姿态轨迹优化方法首先通过对接收的各动目标进行可见性计算，然后采用最小二乘算法解决成像任务的线性回归问题，最后利用预设的目标覆盖分析方法分别计算成像条带在两种推扫方向的目标覆盖指标，以确定优选推扫方向，来得到能够提升成像收益的匀速推扫成像任务，如此可以通过一次推扫成像覆盖多个动目标，从而既能够避免卫星在机动和稳定两种状态间频繁切换，又能够提升卫星效能。
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公开(公告)号：CN112061424B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202010687180.0
申请日：2020-07-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法，一方面综合电推轨控坐标系、电推点火压倾角需求、太阳矢量方向、轮控能力关系，给出电推点火过程满足能源角精度指标的动态跟踪能源角计算方法；另一方面，根据电推轨道转移中的点火方向调整需求，通过轨迹规划获取机动过程每个时刻的目标姿态四元数，实时解算针对当前时刻、当前轨位的目标能源角，得到相对点火方向调整初始时刻的能源角偏差，以轨控点火方向所在轴作为姿态补偿欧拉轴，将能源角偏差作为姿态补偿欧拉角，获取融合目标姿态，从而在电推点火方向调整到位后即刻满足对日能源要求。该方法已在轨应用于我国新一代地球同步轨道大型卫星平台，具有高度的工程实用价值。
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