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公开(公告)号：CN114771873B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202210302709.1
申请日：2022-03-24
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。
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公开(公告)号：CN115659788A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211231304.X
申请日：2022-10-09
IPC分类号： G06F30/27 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06N3/092 , G06F113/08
摘要： 本发明公开了一种基于深度强化学习和导航向量场的卫星规避拦截方法，属于飞行器导航、制导与控制领域；具体为：首先，建立目标卫星的轨道坐标系和轨道椭圆方程；并设计Lyapunov函数，计算轨道坐标系的期望速度矢量vd作为Lyapunov导航向量场；然后，针对空间中存在的K个拦截卫星，利用扰动流体动态系统算法计算扰动矩阵，利用扰动矩阵修正初始的Lyapunov导航向量场，获得轨道坐标系下的期望速度最后，设计卫星规避拦截的深度强化学习模型，并输入近端策略梯度算法中，用于训练策略网络；使得目标卫星达到期望位置，完成对拦截卫星的规避。本发明使得卫星完成拦截规避后能够快速、平滑地回到预定轨道。
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公开(公告)号：CN104765374B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201510070074.7
申请日：2015-02-10
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明公开了一种高轨自然绕飞轨迹修正方法，在绕飞起点位置，根据相对导航结果计算建立自然绕飞轨迹的速度增量，并输出给推力器执行；根据绕飞起点有效相对导航结果基于CW方程解析解外推计算当前时刻标称轨迹对应的相对位置；确定同一相位角标称轨迹对应的相对位置与相对导航结果的相对位置之间的位置偏差，如果超过预设阈值，则建立偏差标志，计算当前相位角对应的相对导航结果的相对速度与标称轨迹相对速度之间的速度偏差，根据所述位置偏差和速度偏差计算加速度控制量，根据加速度控制量计算脉冲输出指令。本发明能够修正由轨道摄动和执行机构误差引起的距离偏差，最大程度使飞行轨迹逼近无摄条件下的理想闭合椭圆，从而建立稳定绕飞轨迹。
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公开(公告)号：CN104063582A
公开(公告)日：2014-09-24
申请号：CN201410240403.3
申请日：2014-05-30
申请人： 北京控制工程研究所
摘要： 一种面外面内分步实施的绕飞构型建立方法，指定主控航天器相对于目标航天器轨道面外运动幅值出现在特定地心纬度点上空，建立起主控航天器相对于目标航天器的面外相对运动；对面外相对运动采用CW制导策略进行微调，使面外相对运动幅值更加接近于标称值；基于指定的期望绕飞构型的面外、面内相对运动相位差，给出面内相对运动转移脉冲，最终建立起相应的绕飞构型。本发明指出，在面外面内相对运动相位差、绕飞面仰角与绕飞面方位角三个参数之间存在一个简洁的关系式。本发明适用于绕飞相对运动尺度为数百米到数十公里量级的情况，绕飞构型可任意设定，绕飞面仰角、方位角及基线长度等特征指标的实现精度高。
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公开(公告)号：CN117930882A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202311257220.8
申请日：2023-09-26
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/695 , G05D109/40
摘要： 一种基于预测相关系数拟合的编队飞行相对运动预测方法，通过获得相对导航运动状态数据，拟合计算出预测相关系数，并利用预测相关系数对航天器自由运动状态下的相对距离进行预测。本发明方法形式简单，提高了相对运动预测的计算精度，且便于工程实现，为航天器在近圆轨道编队场景下的制导相关参数获取提供了技术储备。
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公开(公告)号：CN104317303B
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201410532652.X
申请日：2014-10-10
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。
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公开(公告)号：CN102538819B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201110409318.1
申请日：2011-12-08
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，双圆锥红外地球敏感器观测双弦宽地球模拟器，星敏感器观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中。姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，将卫星基准轨道姿态数据发送到控制计算机。控制计算机根据基准姿态轨道数据生成弦宽控制指令控制地球模拟器的弦宽大小，生成惯性四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化。导航计算机根据测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于双圆锥红外和星敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。
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公开(公告)号：CN104317303A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410532652.X
申请日：2014-10-10
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明公开了一种航天器编队维持或绕飞撤离的控制方法，在目标航天器相邻的两个轨道周期中，分别对主控航天器相对于目标航天器轨道坐标系x坐标分量进行积分，对积分结果关于该周期的平方做差商，得到周期平均漂移速度；根据需要设定编队保持控制完成之后或绕飞撤离之后期望的周期平均漂移速度，该期望漂移速度减去控前周期平均漂移速度得到周期平均漂移速度增量，编队保持控制的双脉冲及绕飞撤离控制单脉冲的水平分量均由该增量计算得到，从而使编队保持控制具有自主及低频度等特征，使绕飞撤离自主且安全快捷。
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