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[发明专利]基于增量式数据统计的CMG转动部件工况检测方法-CN202310490399.5有效
发明人： 卞燕山;徐川;白庆华;黄晓峰;付枫;韩星;董广然;刘建飞;冯彦栋 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2023-05-04 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明是关于一种基于增量式数据统计的CMG转动部件工况检测方法，包括以下步骤：获取CMG转动部件的待检测参数在待检测时刻的实际测量值；计算所述待检测时刻的所述实际测量值与指令值之间的误差；将所述误差与误差阈值进行比较；根据比较结果得到所述CMG转动部件工况检测结果。本发明计算待检测时刻的实际测量值与指令值之间的误差，然后将误差与误差阈值进行比较，以确定检测结果。此过程中，不需要对全部历史数据进行重复计算，降低数据计算的时间消耗。
基于增量数据统计 cmg 转动部件工况检测方法

[发明专利]航天器姿态控制基准演化计算方法-CN202310496308.9有效
发明人： 卞燕山;孙先伟;田莹;葛伦;杨国昌;付枫;蔡立锋;李肖瑛;季茂鹏 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2023-05-05 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本公开实施例是关于一种航天器姿态控制基准演化计算方法。该方法包括：根据航天器最近一次上注的轨道参数，计算得到航天器在预设时刻时，第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；地面设备根据轨道参数，计算得到航天器在预设时刻时最新轨道参数；地面设备根据最新轨道参数，计算得到航天器在第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向；根据第一坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向和第二坐标系下X轴、Y轴和Z轴的指向，得到航天器X轴、Y轴和Z轴的姿态控制基准偏差。本公开实施例能够根据航天器的轨道参数得到航天器在任意时刻的姿态控制基准偏差；该方法具有通用性，计算简单，适用于航天器姿态偏差演化趋势预测分析。
航天器姿态控制基准演化计算方法

[发明专利]一种基于深度神经网络的定姿回归模型的构建方法-CN202211562458.7有效
发明人： 卞燕山;董广然;韩星;付枫;郭文明;冯冰清;王刚;冯彦栋;张朋;黄晓峰 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2022-12-07 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F18/2433 文献下载
摘要：本公开实施例是关于一种基于深度神经网络的定姿回归模型的构建方法。该方法包括：根据航天器的定姿模式和姿控单机数据，确定初始定姿回归模型的输入参数和输出参数并对其进行预处理，得到训练数据、验证数据和测试数据；构建初始定姿回归模型，利用训练数据对初始定姿回归模型进行训练、验证，得到第一损失函数和待定定姿回归模型；若第一损失函数的值小于第一预设阈值，则利用测试数据对待定定姿回归模型进行测试，并得到第二损失函数和定姿回归模型；若第二损失函数的值小于第二预设阈值，则输出定姿回归模型。本公开实施例通过数据模型拟合复杂的机理模型，方法具有通用性，检测准确度高，可以为航天器定姿异常检测提供技术支持。
一种基于深度神经网络回归模型构建方法

[发明专利]航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法-CN201910439284.7有效
发明人： 卞燕山;陈军;王小乐;张莹;田志海;胡亚军;郑惠强;王刚;郭静 -专利权人：中国人民解放军63789部队
申请日： 2019-05-24 - 公布日： 2023-01-17 - 主分类号： B64G1/28 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天器在轨转偏置控制下飞轮系统重构方法，根据航天器偏置动量控制目标，通过建立不等式约束条件下的飞轮组线性规划模型，依据优化准则制定飞轮重组策略，实现俯仰轴方向偏置动量输出最大化，重构飞轮控制系统。本发明能够快速建立约束条件下的飞轮重组偏置角动量输出模型，并采用单纯形法进行迭代最优求解，替代陀螺确保卫星正常在轨运行。
航天器偏置控制飞轮系统方法

[发明专利]单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法-CN202211526918.0在审
发明人： 卞燕山;黄晓峰;徐川;白庆华;王力;宁顺成;付枫;董广然;韩星;张雷;张朋 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2022-12-01 - 公布日： 2023-01-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本公开实施例是关于单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法。该方法包括：基于SGCMG的各个框架角得到SGCMG的角动量矢量，并建立SGCMG群的角动量输出方程；根据角动量输出方程得到SGCMG群的输出力矩方程和SGCMG群的力矩矩阵；利用力矩矩阵和奇异状态的奇异框架角，得到SGCMG的奇异标准，并判断框架角是否为奇异点；若为奇异点，则判断奇异点的类型和奇异方向；根据奇异方向和角动量输出方程进行绘图；构建SGCMG的PID控制模型，对SGCMG群进行奇异影响机理仿真分析。本公开实施例，通过可视化绘图和通过机理仿真运行，可以直观展示部分SGCMG异常后的奇异点空间分布及变化；且能够精确得到SGCMG群在外力干扰下的航天器姿态机动性能变化。
框架控制力矩陀螺奇异分析方法

[发明专利]基于改进DTW距离的航天器异常子模式检测方法及装置-CN202210545840.0在审
发明人：王小乐;卞燕山;张雷;胡兴;张朋;齐莹莹;王安;周轩;郭文明;袁线 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2022-05-18 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： G06K9/62 文献下载
摘要：本公开提供一种基于改进DTW距离的航天器异常子模式检测方法及装置，涉及在轨航天器遥测数据异常检测与故障诊断领域，能够解决航天器在轨遥测数据微小异常变化难以通过现有诊断知识及时发现的问题。具体技术方案为：获取卫星遥测数据的周期并进行子模式提取，获得标准子模式，获取所有训练子模式与标准子模式之间的T‑DTW距离的最大值，获取判别阈值；用标准子模式中被匹配的点数与其总点数之比作为支持度，如果支持度小于阈值，则认为待检测序列的数据量不足，无法进行异常检测，否则，计算待检测序列与标准子模式之间的时间基准DTW距离，如果距离大于判别阈值则认为该待检测序列为异常模式，否则为正常模式。
基于改进 dtw 距离航天器异常模式检测方法装置

[发明专利]基于夏式最小二乘的轨道控制推力拟合系数计算方法-CN201810583499.1有效
发明人： 卞燕山;王西京;陈军;崔鹏;张莹;李伟;张雷 -专利权人：中国人民解放军63789部队
申请日： 2018-06-08 - 公布日： 2022-05-17 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于夏式最小二乘的轨道控制推力拟合系数计算方法，综合分析历次轨道控制理论速度增量、实际速度增量、轨道控制推力系数的相关性，采用夏式最小二乘估计表征推力的拟合系数，建立一个能模仿真实系统行为的模型，用当前可测量的系统输入和输出预测系统输出的未来演变。本发明利用历史轨道控制数据作为输入，运用夏氏法广义最小二乘计算实际推力拟合系数，具有计算效率高、不需反复数据过滤等特点；通过迭代可以消去最小二乘轨迹中的偏差，因此该方法的计算相对简单，预测精度高。
基于最小轨道控制推力拟合系数计算方法

[发明专利]一种在轨卫星标定星敏感器测量精度的方法-CN202011135311.0在审
发明人：王安;陈军;张波;郭小红;廖杰;孙先伟;卞燕山;王小乐;郭文明 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2020-10-22 - 公布日： 2021-02-26 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种在轨卫星标定星敏感器测量精度的方法，针对安装三个以上星敏感器的卫星，在多个星敏感器都有效的情况下，包括如下步骤：(1)分别确定各星敏感器的姿态角测量值；(2)分别以任意两个星敏感器测量的光轴矢量为输入，结合星敏感器安装矩阵进行双矢量几何定姿，取相同时刻最接近的两组星敏感器组合定姿结果平均值为卫星的姿态角“真值”；(3)确定各星敏感器的姿态角测量值与卫星姿态角“真值”的误差，对各星敏感器的测量精度进行标定，用于解决由于星敏感器定姿结果精度高而无法直接标定的问题。
一种卫星标定敏感测量精度方法

[发明专利]一种多约束条件下的星座构型保持的方法-CN202011101954.3在审
发明人：徐新芳;买鹏;张海龙;张亚旭;刘羽翔;杨振乾;卞燕山;孙微涛 -专利权人：中国西安卫星测控中心
申请日： 2020-10-15 - 公布日： 2021-01-22 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明提供一种多约束条件下的星座构型保持的方法，包括如下步骤：(1)对MEO卫星和IGSO卫星轨道特性进行分析；(2)最大容许漂移量分析；(3)北斗全球导航星座构型保持要求进行分析；(4)北斗全球导航星座构型保持方法的建立；通过轨道参数偏置的摄动补偿方法设计对轨道参数进行调整能够减缓摄动外力对构型的破坏作用，使星座构型在较长时间内保持在容许范围内，同时对星座入轨后偏离通许范围的卫星施加控制，维持星座的整体构型，降低了星座构型的控制代价，减少了控制频率，提高了星座构型的长期稳定性。
一种约束条件下星座构型保持方法

[发明专利]在轨卫星对地勘察的轨道机动方法-CN201710260635.9有效
发明人：赵军;赵鞭;王西京;吴智斌;张莹;袁勇;高敏;鹿光;王际舟;卞燕山;习斌 -专利权人：中国人民解放军63789部队
申请日： 2017-04-20 - 公布日： 2019-11-05 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法，利用卫星地固系星历计算出卫星载荷波束在地面目标方向的覆盖能力，通过比较地面目标与卫星经过地面目标的同纬度圈的经度、轨道机动时刻计算得到地面目标与卫星载荷地面投影相遇的时间差，由相遇时间差及运行圈次计算出卫星满足勘察要求所要具备的轨道周期，进而得到卫星轨道机动半长轴所需调整量，筛选出在卫星控制窗口期最小控制量及对应的地面目标覆盖时间，此控制量即为约束条件下最节省燃料的轨道机动控制量。本发明实现了短时内以最节省燃料的方式进行轨道机动在特定时间段内对地面目标的勘察。
卫星勘察轨道机动方法

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