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[发明专利]一种基于神经网络的航天器星间最接近时刻计算方法-CN202310892271.1在审
发明人：党朝辉;王柯鑫;肖余之;唐生勇 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-07-19 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于神经网络的航天器星间最接近时刻计算方法，包括以下步骤：获取航天器不同初始状态数据，计算对应的星间最接近时刻，共同组成星间最接近时刻数据集；根据星间最接近时刻数据集构建航天器星间最接近时刻计算神经网络模型并进行神经网络训练；将航天器的目标初始状态数据代入训练好的航天器星间最接近时刻计算神经网络模型进行计算，获得航天器星间最接近时刻计算结果。本发明所构建的航天器星间最接近时刻计算模型，可通过提前训练好的网络，在获取目标航天器初始状态参数后，快速计算出航天器星间最接近时刻，且计算误差较小。
一种基于神经网络航天器最接近时刻计算方法

[发明专利]一种基于连通分量计算的天基巨型网络效能评估方法-CN202310795491.2在审
发明人： 唐生勇;党朝辉;刘昭阳;卫国宁 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： H04L41/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于连通分量计算的天基巨型网络效能评估方法，包括以下步骤：构建天基巨型星座网络拓扑结构模型；以天基巨型星座网络拓扑结构模型为基础，计算天基巨型网络中各个节点的重要度指标；根据各个节点的重要度指标创建关键节点集合，选取最大连通分量规模为反映网络效能的特征量；针对关键节点集合定向摧毁，根据特征量的变化趋势，实现天基巨型网络效能评估。本发明能够有效地、实时地反映天基巨型星座网络性能的变化趋势，为天基巨型星座网络的效能评估提供了一种更加可靠的评价方法。
一种基于连通分量计算巨型网络效能评估方法

[发明专利]一种基于自然演化的轨道追逃最佳追击启动方位分析方法-CN202310833867.4在审
发明人：党朝辉;谢文源;肖余之;唐生勇 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-07-07 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于自然演化的轨道追逃最佳追击启动方位分析方法，包括以下步骤：设定追逃双方同轨道面进行追逃，基于轨道高度和逃跑航天器与追击航天器的初始相对距离，以逃跑航天器初始位置为原点建立轨道坐标系，确定逃跑航天器和追击航天器的初始状态；将逃跑航天器和追击航天器的初始状态带入航天器轨道转移方程进行推导，得到轨道转移时间后的追逃双方相对距离，并推导出最佳的追击启动方位；采用数值求解方法求解最佳追击启动方位，并改变转移时间，得到不同转移时间下的最佳追击启动方位。本发明通过轨道转移方程的推导，得到同轨道面下的最佳追击启动方位，有助于后续轨道追逃对初始位置选择的研究。
一种基于自然演化轨道最佳追击启动方位分析方法

[发明专利]一种基于零和微分对策的航天器护卫控制方法-CN202310713832.7在审
发明人：党朝辉;李一峰;唐生勇;肖余之;卫国宁;吴斌 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于零和微分对策的航天器护卫控制方法，属于航天技术领域。所述控制方法包括以下步骤：获取追击星以及防御星的航天器护卫问题参数；建立基于零和微分对策的航天器护卫模型，并将初始参数输入至航天器护卫模型内；将航天器护卫模型转化为两点边值问题模型；使用遗传算法对两点边值问题进行求解模型，获得博弈时间内的状态轨线，完成航天器护卫控制。该航天器护卫控制方法，可有效解决连续推力作用下的航天器护卫问题，是对现有技术中连续推力护卫问题模型及方法的一种有效拓展。该模型采用了零和代价函数描述的微分对策方法，因而使得难以求解的加权型性能指标护卫问题求解简化，提高了航天器护卫博弈问题的求解效率。
一种基于微分对策航天器护卫控制方法

[发明专利]一种针对非机动目标的航天器追逃防博弈控制方法-CN202310713925.X在审
发明人：党朝辉;李一峰;肖余之;唐生勇 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种针对非机动目标的航天器追逃防博弈控制方法，属于航天器技术领域，包括获取追击星和防御星的航天器追逃博弈参数；利用追击星和防御星的航天器追逃博弈参数，建立针对非机动目标的航天器追逃博弈控制问题模型，得到追击星和防御星的最优控制律；通过得到追击星和防御星的最优控制律，将针对非机动目标的航天器追逃防博弈问题转化为黎卡提方程；使用倒向积分对黎卡提方程进行求解，并对轨迹进行积分，根据积分后的结果得到追逃双方的状态轨迹，从而控制防御星的运动轨迹。简化对逃防博弈问题的求解过程，缩短了求解时长，提高求解的准确性。做到及时控制防御星的运行路径，使得位于主星周围的防御星无法及时阻止追击星的靠近主星。
一种针对机动目标航天器追逃防博弈控制方法

[发明专利]一种非合作航天器机动参数定量识别方法及系统-CN202310753377.3在审
发明人：党朝辉;孙钦伯;唐生勇;卫国宁 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-25 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明提出了一种非合作航天器机动参数定量识别方法及系统，属于航空航天技术领域，非合作航天器机动参数定量识别方法包括：基于航天器相对轨道动力学，建立非合作航天器未知脉冲机动时间参数优化模型；获取非合作航天器一次脉冲机动前后的运动状态，采用优化算法求解非合作航天器未知脉冲机动时间参数；根据机动时间参数和优化模型计算机动点施加脉冲机动前后的运动状态，最后计算机动点的机动位置和速度脉冲增量。本发明实现了对非合作航天器的未知脉冲机动参数的识别，是研究空间态势信息的重要环节，具有重要的理论研究价值，能对非合作目标的机动参数进行定量分析。
一种合作航天器机动参数定量识别方法系统

[发明专利]一种基于神经网络的航天器相对运动构形识别系统及方法-CN202310612650.0在审
发明人：党朝辉;孙钦伯;唐生勇;肖余之;卫国宁;吴斌 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于神经网络的航天器相对运动构形识别系统及方法，属于航空航天技术领域，本发明给出的非合作空间航天器相对运动构型识别方法，提出一种基于神经网络的航天器相对运动构形识别方法，通过构建航天器相对运动构形数据集Dataset，可在领域专家知识不足条件下实现相对运动构型识别。通过神经网络模型对目标航天器进行相对运动构型识别，对非合作空间航天器的相对运动构型掌握，以此为空间安全预警、规避的开展提供信息层面的保障。
一种基于神经网络航天器相对运动构形识别系统方法

[发明专利]一种智能贴片卫星空间碎片灵巧信标与清除的方法-CN202310338205.X在审
发明人：傅宇蕾;肖余之;卫国宁;康志宇;杨东春;唐生勇;计佳俊;夏陈超;徐峰;顾冬晴;冯宇斐;文启翟 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-03-31 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于空间碎片灵巧信标的智能贴片卫星，贴片卫星上安装有附着载荷，可对空间碎片进行测量、导航和识别，抵近附着于空间碎片上，实现对碎片的灵巧信标。该贴片卫星具有高集成度、具备一定的自主导航能力和自主“无感”贴片附着的特点。贴片卫星可通过批量化布局于密级分布于共面轨道的空间碎片上，实现对其的信标作用，精确监测空间碎片异动，防止由于态势感知系统延迟带来的碎片与卫星相撞的意外事故。发明所述的空间碎片灵巧信标智能贴片卫星关键技术，属于卫星技术领域。
一种智能卫星空间碎片灵巧信标清除方法

[发明专利]基于优化Mask R-CNN的小样本卫星雷达图像帆板识别和分割方法-CN202310035501.2在审
发明人：汪玲;姚雨晴;唐生勇;郑淑娴;朱岱寅 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G06V20/13 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于优化Mask R‑CNN的小样本卫星雷达图像帆板识别和分割方法，涉及空间目标识别技术领域，提出一种基于Mask R‑CNN（Mask Region‑based Convolutional Neural Network）的卫星雷达图像帆板识别和分割的模型。本发明以在mmDetection框架下建立Mask R‑CNN模型的基础上，优化了骨干网络并对锚框框选的方法进行了改进，通过这种方法，可以在卫星雷达图像较少情况下，使卫星帆板部件的识别正确率和分割的精度得到提升。
基于优化 mask cnn 样本卫星雷达图像帆板识别分割方法

[发明专利]一种基于神经网络的航天器星间距离最小值计算方法-CN202310476036.6在审
发明人：党朝辉;王柯鑫;唐生勇;肖余之;卫国宁;吴斌 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-27 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G06F17/11 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于神经网络的航天器星间距离最小值的计算方法，属于航空航天空间安全预警技术领域，本发明构建了一种航天器星间最小距离计算模型，采用上述模型可以对获取到的目标航天器初始状态进行计算得到星间最小距离，本发明提供的一种基于神经网络的航天器星间距离最小值计算方法，可通过网络训练得到目标航天器初始状态与自然演化下两航天器之间的最小距离之间的关系，从而可以在复杂情况下快速完成航天器星间距离最小值的计算。
一种基于神经网络航天器间距最小值计算方法

[发明专利]一种基于胶囊网络的空间目标识别算法-CN202310306811.3在审
发明人： 唐生勇;汪玲;姚雨晴;吴斌;郑淑娴 -专利权人：上海宇航系统工程研究所;南京航空航天大学
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G06V20/13 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于胶囊网络的空间目标识别算法，涉及空间目标识别技术领域，提出一种基于迪利克雷过程混合模型的胶囊网络，本发明以神经网络的胶囊网络为基础，加入迪利克雷过程混合模型，对胶囊网络进行改进，通过这种方法可以实现对空间目标的识别，可提高模型对目标观察视角的泛化能力、抗攻击特性，有效提升了空间目标识别的准确率。
一种基于胶囊网络空间目标识别算法

[发明专利]一种光照复杂条件下的空间目标可见光图像线段检测方法-CN202310170610.5在审
发明人：汪玲;张兴星;唐生勇;刘寒寒;张翔 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-02-27 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06T7/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种光照复杂条件下的空间目标可见光图像线段检测方法，具体如下：步骤S1、对空间目标可见光图像进行预处理；步骤S2、改进二维直方图来优化Otsu方法，并利用优化的Otsu对预处理后的空间目标可见光图像进行分割；提取符合线段属性的像素作为有效锚点；步骤S3、对有效锚点进行锚点分组，对锚点进行线段拟合以获得初始线段；步骤S4、根据分组后的锚点的密度和梯度幅值分布对初始线段进行验证，获得验证后的有效线段；步骤S5、基于步骤S4获得的有效线段，根据线段聚合方法、利用有效线段之间的角度差、端点之间的距离以及线段之间的重叠程度来过滤有效线段，得到聚合线段。本发明的检测精度和视觉效果均优于传统线段检测方法。
一种光照复杂条件下空间目标可见光图像线段检测方法

[发明专利]一种基于单演特征联合稀疏表示的跨视角SAR识别方法-CN202211629285.6在审
发明人：胡喆;张弓;唐生勇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-12-19 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06V10/52 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于单演特征联合稀疏表示的跨视角SAR识别方法，首先对数据集进行视角相关性聚类预处理后，对各个视角子集提取单演特征作为分类器的输入。为了挖掘多视角SAR图像间的互补信息，提出了一种多视角特征融合方法以实现相关性延拓，并基于多视角单演特征建立了一个联合分类误差与表示误差的过完备字典学习目标函数。在分类器学习过程中采用了多任务联合判别字典学习方法，将多任务联合判别字典与最优线性分类器参数联合学习，得到具有良好表征和鉴别能力的字典及相应的分类器，进而实现跨视角SAR目标识别。在MSTAR数据集上的实验结果表明，本发明在跨视角的条件下不仅能保持较高的识别率，而且能有效提高不同场景下识别的鲁棒性。
一种基于特征联合稀疏表示视角 sar 识别方法

[发明专利]一种基于脉冲推力的航天器轨道追逃博弈方法-CN202211008682.1在审
发明人：党朝辉;肖余之;康志宇;唐生勇;卫国宁 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-08-22 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于脉冲推力的航天器轨道追逃博弈方法，通过建立航天器脉冲轨道追逃博弈模型，将原始的极小极大优化问题转化为了双层优化问题，并进而采用具有全局寻优能力的遗传算法和具有快速收敛特性的模式搜索算法联合求解，显著提升了问题的求解效率，有效的通过脉冲控制方式结合航天器脉冲轨道追逃博弈模型解决航天博弈的问题，从而为空间故障航天器接管、空间失效航天器清除等工程应用的实现奠定理论基础。
一种基于脉冲推力航天器轨道博弈方法

[发明专利]一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法-CN202210563675.1有效
发明人：陆正亮;宫玺;王智亮;徐峰;唐生勇;廖文和 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-05-23 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种空间低冲击发射与附着地面试验方法，通过搭建空间低冲击发射与可靠性附着地面试验系统，模拟空间失重环境下的载荷真实发射及附着的地面总体试验。通过进行载荷分离扰动角的测量试验，确定了发射分离扰动角θ的范围，得出了发射分离扰动影响效果，对载荷附着精度及空间低冲击发射能力进行了充分的验证；通过进行验证在轨误差源对附着精度影响试验，在去除重力及气动阻力等影响因素后，解算出总附着精度偏差范围，验证了在轨误差源对附着精度的影响；通过进行载荷可靠性附着试验，得到附着成功率较高时载荷的相对运动状态参数范围，给在轨真实发射任务提供有效参考，对载荷的优化设计及进一步提高其可靠性附着能力有重要意义。
一种验证空间冲击发射可靠性附着地面试验方法

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