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公开(公告)号：CN119472407A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411568934.5
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种基于多源信息融合的航天器控制系统故障识别方法及装置。方法包括：将航天器在研制、测试过程中的数据以及在轨历史数据进行多源融合，得到多个故障样本；每个故障样本均设置有故障标签，每个故障标签分别用于表征故障样本对应的故障模式；对每个故障样本进行归一化，得到归一化后的故障样本；基于预设的聚类算法对归一化后的故障样本进行分簇处理，得到多个簇以及每个簇的故障模式；每个簇至少包括一个核心对象；针对任一时刻的在轨数据，计算该在轨数据与每个簇中的核心对象的距离，以基于计算出的距离确定该在轨数据所属的簇；将该在轨数据所属的簇对应的故障模式确定为其识别结果。本申请，可以提高航天器故障识别的准确性。
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公开(公告)号：CN119443241A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411569089.3
申请日：2024-11-05
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06N5/022 , G06F18/2433
Abstract: 本发明公开了一种基于知识图谱的航天器故障定位方法及装置。方法包括：基于航天器的历史遥测数据构建知识图谱；知识图谱以航天器的遥测数据为实体变量，以遥测数据之间的因果关系为图谱关系；基于航天器在预设时间段内的正常遥测数据，生成变换矩阵；针对任一时刻的在线遥测数据，均基于变换矩阵对在线遥测数据进行故障诊断，以确定在线遥测数据中的异常数据；基于知识图谱，从在线遥测数据中确定与异常数据相关的候选数据集；计算候选数据集中的每个数据与异常数据之间的相关系数，以基于计算出的相关系数对航天器进行故障诊断。本申请，可以确定遥测数据与异常数据之间的关系，为航天器故障准确定位提供依据。
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公开(公告)号：CN117236023A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311212194.7
申请日：2023-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种多模式交会对接天地平行数字孪生仿真系统，通过对在轨航天器的组成部件进行建模得到多个仿真模型，将多个仿真模型连接后得到在轨航天器的数字孪生航天器，利用天地平行异构数据分析子系统获取在轨航天器的在轨飞行数据，以将在轨飞行数据作为初始状态加载至数字孪生航天器的仿真模型中，使得仿真模型能够基于在轨航天器的真实在轨数据进行超实时仿真，从而能够提高仿真结果的准确性，进而利用飞行状态预示子系统基于超实时仿真数据生成未来飞行状态的预示过程，以及利用飞行任务决策子系统根据预示过程判断是否满足交会对接任务的预期，以根据判断结果向在轨航天器输出飞行控制指令，以保障交会对接任务的能够成功实施。
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公开(公告)号：CN116902227B
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311181141.3
申请日：2023-09-14
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种姿控欠能力下的离轨制动控制方法、装置、设备及介质。方法包括：当飞行器处于姿控欠能力时，获取第一轨控发动机的开关机序列的开机占空比和单次开机时长；其中，第一轨控发动机为飞行器的两个轨控发动机中推力较大的轨控发动机，开机占空比为开关机序列的每一开关周期中开机时长占周期时长的比值；基于开关机序列的开机占空比和单次开机时长，使第一轨控发动机间歇开机进行离轨制动；直至满足预先设置的停止制动条件时，控制第一轨控发动机关机，完成飞行器的离轨制动。本方案可以通过使第一轨控发动机间歇开机，来实现姿控欠能力下的高精度离轨制动，保证飞行器到达再入点的精度。
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公开(公告)号：CN115186454A
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202210725336.9
申请日：2022-06-23
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器控制系统大批量仿真的管理方法，包括规范仿真用例的数据结构，存储形成仿真用例节点文件；通过建立仿真用例管理工具，加载和解析仿真用例节点文件，实现对仿真用例节点的管理和差异比对；批量生成仿真用例节点文件，并自主进行仿真。本发明立足于航天器控制系统方案仿真验证的工程需求，能够进行仿真用例的设计生成，其设计的仿真用例易于人工解读、易于快速复用和修改。能够进行海量仿真用例的集中管理和自动执行，具备无人值守的大批量任务场景仿真验证能力，确保了航天器控制系统仿真验证的高可靠性和高效性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109032158A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810815806.4
申请日：2018-07-24
Applicant: 北京控制工程研究所
CPC classification number: G05D1/0808 , G05D1/101
Abstract: 一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，首先根据卫星的飞行特点，计算获得太阳高度角、半个轨道周期飞行时间、飞行轨道上的相位角等；接着针对太阳高度角大于零和小于零，分别给出直线规划拟合的头对日、尾对日偏航姿态规划，以及头对日、尾对日模式切换直线拟合的偏航姿态规划，并给出偏航角控制策略。本发明提出的一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，针对的是型号需求，方法简单实用、燃料消耗少、帆板控制过程不存在大角速度跟踪工况，适合在轨工程应用。
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公开(公告)号：CN117235888A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311213935.3
申请日：2023-09-19
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F17/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于锚点和联合调相的快速制导方法，其中方法包括：通过任务需求确定标称锚点位置，然后基于标称锚点确定出联合调相制导方程组，以由联合调相制导方程组迭代求解快速制导的最优解，通过对每一次迭代得到的最优解进行仿真，可以得到该最优解对应的实际锚点位置，通过该实际锚点位置和标称锚点计算出本次求解对应的修正量，以根据本次求解对应的修正量是否在误差允许的范围内，从而确定是否停止迭代，并将停止迭代求解出的最优解作为快速制导的精确解，进而可以利用该精确解对追踪航天器进行快速制导。本方案，能够实现对追踪航天器的快速制导。
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公开(公告)号：CN112319852B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202011148620.1
申请日：2020-10-23
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，属于航天器控制领域。航天器GNC模块在每个控制周期内不仅计算各个CMG的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给CMG单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息，对CMG单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。
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公开(公告)号：CN109872411B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201910140950.7
申请日：2019-02-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于时序统一的多源异步飞控数据处理方法，通过提取CCSDS的AOS分包遥测方式的数据传输特征，将相关特征信息提取成为配置文件，读取配置文件中所定义的特征信息内容，对遥测下行的CADU数据包进行读取，准确地获取所有EPDU数据包，并对相应的EPDU数据包中的变量进行自动解析处理解析，从而获得遥测变量的值。并且，基于同一时序筛选出合理的遥测数据包，确保了筛选出的数据包不重、不漏，数据刷新过程中不发生回卷和跳帧，为飞行控制的状态监控提供了准确有效的数据来源，对于飞行控制任务具有重要作用。
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