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公开(公告)号：CN117047763A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311086605.2
申请日：2023-08-28
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B25J9/16
Abstract: 本发明涉及人工智能技术领域，特别涉及一种基于信息交互的空间机器人的协同操作方法及装置。方法包括：基于目标任务确定多个空间机器人，每个空间机器人分别对应一个子任务和一个智能体网络，每个智能体网络均包括策略网络、评价网络、通讯网络和输出网络；构建每个智能体网络之间的联合操作模型，在联合操作模型中，每个智能体网络分别通过其通讯网络和输出网络与其它智能体网络进行信息交互；对联合操作模型进行训练，得到训练好的联合操作模型；将每个空间机器人基于其子任务获取的观测数据分别输入训练好的联合操作模型，得到每个空间机器人相应的操作策略。本发明，通过各机器人之间的协同工作，可以更好地完成目标任务。
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公开(公告)号：CN116972858A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310695250.0
申请日：2023-06-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C21/24 , G06Q10/0631
Abstract: 本发明提供了一种基于锚点的交会对接任务规划方法及装置，涉及交会对接技术领域，其中方法包括：确定主动航天器交会对接飞行轨迹被锚点划分后得到的飞行区间；所述锚点的数量为至少一个；所述锚点为可约束交会对接飞行轨迹且满足设定条件的特征点；基于所述锚点的设定值构建每一个飞行区间的目标要求和约束条件；根据每一个飞行区间的目标要求和约束条件，结合已存在的飞行阶段划分方式和飞行阶段采用的制导律，迭代求解每一个飞行区间的规划方案；基于求解结果输出交会对接任务的规划方案。本方案，能够针对交会对接任务对飞行时间、任务场景的多样性需求，快速输出适配的交会对接任务规划方案。
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公开(公告)号：CN116923732A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310759636.3
申请日：2023-06-26
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及太阳帆板控制技术领域，特别涉及一种用于交会对接的入轨快速寻零位的帆板控制方法和装置。其中，方法应用于航天器的控制系统，方法包括：在航天器入轨后，在设定时刻基于预先设置的角度范围，使太阳帆板正反转，以在太阳帆板经过零位传感器时，开始测量转角信息；对太阳帆板进行对日定向控制，以持续供能；当接收到轨控前的归零指令时，基于当前转角信息，确定太阳帆板的转动方向，以控制太阳帆板归零位。因此，不仅能够使太阳帆板快速寻到零位，以快速获得有效的转角信息，还可以在接收到轨控前的归零指令时，根据有效的转角信息，使太阳帆板快速归零位，在避免太阳帆板被破坏的基础上，可以满足航天器的自主快速交会对接需求。
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公开(公告)号：CN116804969A
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202310552853.5
申请日：2023-05-16
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F11/36 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法，包括：(1)设计航天器动力学库的功能模块；(2)编程实现得到航天器动力学库软件；(3)根据被测GNC软件功能确定航天器动力学库的轨道动力学模块、执行器模块、敏感器模块的优化配置；(4)根据被测GNC软件功能确定航天器动力学库的姿态动力学模块、数值求解模块的初始配置；(5)采用当前配置的航天器动力学库软件与被测GNC软件闭环组成集成测试环境，通过测试确定航天器动力学库姿态动力学模块的优化配置；(6)采用当前配置的航天器动力学库软件与被测GNC软件闭环组成集成测试环境，通过测试确定航天器动力学库数值求解模块的优化配置。本发明方法通过优化航天器动力学库的计算复杂度，构建出计算复杂度较小的航天器动力学库，可以显著提升高轨航天器GNC软件集成测试效率，工程实现简便，不增加测试设备成本，特别适合用于高轨航天器GNC软件长期功能的集成测试。
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公开(公告)号：CN116654293A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310635387.7
申请日：2023-05-31
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明涉及交会制导技术领域，特别涉及一种深空探测的交会制导方法、装置、计算设备及存储介质。其中，方法应用于追踪航天器的星上制导系统，包括：在追踪航天器从地球到达太空的入轨位置时，根据地面控制系统的制导指令制导，以使追踪航天器从入轨位置到达远程锚点；基于预先获取的远程锚点的轨道信息和近程锚点的标称值进行自主远程导引制导，以使追踪航天器从远程锚点到达近程锚点；基于近程锚点的标称值和目标航天器的轨道信息进行自主近程导引制导，以使追踪航天器与目标航天器进行自主交会对接。本方案，通过插入远程锚点和近程锚点，使追踪航天器能够从地球发射入轨后，由远及近地直接与目标航天器对接，能够大大减少时间和燃料的浪费。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116540761A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310695254.9
申请日：2023-06-12
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于姿态控制误差前馈补偿的位置控制方法及装置，涉及交会对接技术领域，其中方法包括：基于姿态控制误差计算轨道控制误差；确定在所述轨道控制误差的影响下，远距离导引段末端的位置误差；根据所述远距离导引段末端的位置误差，计算相应的补偿量；根据所述补偿量对位置标称值进行修正，以利用修正后的位置标称值进行位置控制。本方案，能够实现大脉冲轨道控制下的高精度位置控制。
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公开(公告)号：CN116534288A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310701598.6
申请日：2023-06-13
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种超快速交会对接近距离制导方法及装置，该方法包括：获取追踪航天器在远距离导引段的预设终端锚点；以预设终端锚点为初始条件，追踪航天器采用CW制导和视线制导的策略进入接近段，然后进入包括极速段和安全接近段的平移靠拢段，以完成近距离制导；其中，在执行3次CW制导后执行视线制导。本方案提供的超快速交会对接近距离制导方法省去了寻的段，减少了近距离制导时间，能实现2h超快速交会对接。
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公开(公告)号：CN116513504A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310702722.0
申请日：2023-06-13
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于远距离导引终端锚点的超快速交会对接方法，涉及交会对接技术领域，该方法包括：获取追踪航天器入轨时的参数信息；根据参数信息、远距离导引策略和预设交会对接时间，确定追踪航天器在远距离导引段的终端锚点的目标值；将目标值作为近距离自主控制段的初始条件，并进入接近段、平移靠拢段以完成与目标航天器的对接。本方案提供的基于远距离导引终端锚点的超快速交会对接方法能够显著缩短交会对接时间。
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公开(公告)号：CN112434370B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202011264265.4
申请日：2020-11-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种挠性飞行器无误差压缩的特征建模方法，步骤如下：1)建立挠性飞行器被控对象动力学方程；2)将挠性飞行器动力学转化为精确反馈线性化标准形式；3)求取挠性飞行器的时间尺度，4)选取采样周期T；5)建立刚体模态方程；6)建立三阶特征模型；7)给出特征模型系数的界；从步骤8)开始，在每个控制周期进行循环；8)采用投影梯度方法，或者投影最小二乘方法，辨识特征模型的系数；9)设计三阶自适应控制律；10)返回步骤8)，进入下一个控制周期。
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公开(公告)号：CN112525221B
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202011364615.4
申请日：2020-11-27
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种基于自适应控制的先进数值预测校正制导方法，(1)建立考虑地球自转的航天器再入制导动力学无量纲方程；(2)将飞行器的热率限制、负载限制和动压限制转化为高度参考值；(3)将飞行器纵向动力学状态进行微分同胚变换，得到以航程和高度导数作为状态的模型；(4)针对航程模型设计自抗扰制导律；(5)针对高度导数模型设计自抗扰制导律；(6)设计制导律。本发明所提出的方法可以用于高超声速飞行器，(载人)飞船、深空探测进入航天器、气动捕获，具有较好的通用性。
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