CN116305514A - 基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法，所述系统包括：显控模块、计算模块以及能源供电设备；所述显控模块用于获取轨道根数、卫星结构信息、星时、从遥测数据获取卫星姿态数据；所述卫星进行模拟飞行仿真时，从所述计算模块获取计算得到的伏安曲线数据，基于所述伏安曲线数据生成驱动数据及指令，所述驱动数据及指令用于设置位于地面的所述能源供电设备的状态；所述计算模块根据太阳光入射角和星体遮挡面积，实时计算太阳翼电池板的发电效率，进而得到伏安曲线数据；所述能源供电设备基于获取的所述驱动数据及指令，调整所述能源供电设备的状态，调整后的所述能源供电设备向卫星输出实时电能。
Description
技术领域
本发明涉及航天器测试领域，具体涉及一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法。
背景技术
在卫星工厂阶段的电性能测试中，太阳电池阵模拟器作为地面验证卫星模拟飞行测试的电能供应设备，可以根据输入的伏安特性曲线模拟在轨太阳电池阵的电能输出。传统的实现方式和使用方法是，在测试设计阶段，通过仿真得到若干条卫星典型工况下的特定伏安曲线，在卫星测试实施中，选取满足卫星在当前测试任务下所需功率的最大包络伏安曲线，来模拟卫星的能源供给。
随着卫星使用策略复杂化，牵引卫星设计状态复杂化，当前卫星向姿态机动频繁化、载荷任务频繁化、星体构形复杂化、高低轨卫星差异需求化发展，对卫星能源系统的验证提出了更高的要求。例如，低轨遥感卫星需要执行频繁的姿态机动，获得详细的载荷成像数据，该状态下卫星的太阳电池板能源也会频繁变化；高轨遥感卫星由于使用需求特点，需要长时间执行成像任务，但受限于复杂的星体构形，执行任务期间，太阳电池板存在长期被星体严重遮挡的情况；上述需求的变化，对卫星的能源系统考核需求更加迫切，传统的恒定伏安曲线控制方式无法满足需求。且对卫星的能源平衡要求较高，传统的地面能源仿真计算不够充分、不够全面，已不满足卫星的使用需求，急需建立面向应用场景的半物理仿真手段来模拟卫星真实在轨的能源工作状态，实现能源平衡的验证。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法，能够解决传统模式使用恒定参数的伏安功率曲线的诸多不足，缺乏对能源系统真实工作状态的估算技术问题。
为了解决上述技术问题，本发明是这样实现的。
一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，包括：
显控模块、计算模块以及能源供电设备；
所述显控模块分别与所述计算模块及所述能源供电设备相连，所述显控模块用于获取轨道根数、卫星结构信息、星时、从遥测数据获取卫星姿态数据；所述卫星进行模拟飞行仿真时，将卫星轨道信息、所述卫星结构信息、星时、以及卫星姿态数据作为参数输入所述计算模块，并从所述计算模块获取计算得到的伏安曲线数据，基于所述伏安曲线数据生成驱动数据及指令，所述驱动数据及指令用于设置位于地面的所述能源供电设备的状态；显示所述能源供电设备的状态参数、卫星的相关数据以及所述航天器动态能源系统的运行状态；所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻；
所述计算模块根据太阳光入射角和星体遮挡面积，实时计算太阳翼电池板的发电效率，进而得到伏安曲线数据；
所述能源供电设备基于获取的所述驱动数据及指令，调整所述能源供电设备的状态，调整后的所述能源供电设备向卫星输出实时电能。
优选地，所述计算模块包括轨道动力学子模块、基于凸包算法的星体遮挡计算子模块、以及光电模型计算子模块；
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子；所述太阳光方向矢量为所述太阳翼电池板坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射；
所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于所述太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算出太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积；
所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入。
优选地，所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，包括：
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻；所述轨道根数为轨道六根数，即半长轴a，偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点角距ω，真近点角θ；
基于所述卫星轨道信息建立轨道模型，所述轨道模型为基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型，所述基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型为：
p为半通径，μ为地球引力常数，fr、ft、fn分别为卫星所受外力沿径向、切向、法向的分力，L为真经度角，f、g、h、k为中间变量，s、w为辅助变量，
分别为p、f、g、h、k、L的微分。
其中，改进春分点轨道根数为：
辅助变量s和w的定义如下：
将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，其中，所述太阳光方向矢量为坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射。
优选地，所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积，包括：
在卫星本体坐标系下建立星体模型、太阳翼电池板模型，从而确定卫星顶点坐标；旋转星体，将卫星本体坐标系变换至太阳翼电池板坐标系；计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积。
优选地，所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入，其中：
所述伏安曲线数据按下式进行计算：
其中，Voc(t,T)为开路电压，Vmp(t,T)为最大功率点电压，Isc(t,θ,T,r)为短路电流，Imp(t,θ,T,r)为最大功率点电流，t为时刻，r(t)为太阳电池阵遮挡率，r＝r(t)，βV为电压温度系数；T为太阳电池工作温度；T0为25℃；α为太阳电池板入射角；βI为电流比例温度系数；Jsc为短路电流密度，Jmp为最大功率点电流密度，S为太阳翼面积，Voc,0为寿命初期(BOL)标准环境下的开路电压，Vmp,0为寿命初期(BOL)标准环境下的最大功率点电压，标准环境为常温、平均光照强度、且无遮挡的环境，常温为25℃。
一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统的使用方法，使用如前所述的基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，所述使用方法包括以下步骤：
步骤S1：获取卫星星体构型数据和轨道根数，将其输入所述基于凸包算法模型的航天器动态能源系统；
步骤S2：通过轨道动力学子模块计算出太阳光入射角，通过遮挡计算子模块计算出星体在太阳翼上的投影，通过光电模型计算子模块计算出伏安曲线数据；
步骤S3：所述伏安曲线数据用于反应为所述能源供电设备提供输入，为卫星提供动态能源。
有益效果：
(1)本发明包括显控模块、计算模块和能源供电设备，能根据型号的需求不同配置相应的工作参数，能快速移植重构，研制周期短。
(2)本发明使卫星测试具备了基于真实轨道、模拟环境结合卫星构形，形成星地关联动态模拟的测试条件，更客观的反映卫星在轨模拟飞行状态下太阳电池的工作状态，满足了卫星在复杂任务和姿态机动对能源的真实性考核，提升了测试覆盖性；
(3)本发明满足应用场景的模式进行转型升级，适应当前卫星工程的发展方向，测试技术得到了显著提升。
(4)本发明使得卫星在模拟进出影时，地面供电设备与星载蓄电池切换动作达到平滑过渡的效果，避免母线出现振荡现象，有效解决了太阳电池模拟器工作模式设置不合理，可能对星上产品带来的损伤。
(5)本发明可配合完成自主任务规划下的能源平衡合理性验证，确认是否需要通过电源参数调整或改变卫星载荷任务编排等卫星使用策略，确保卫星能源安全，具有重要意义。
(6)本发明解决真实场景下的卫星能源流工作状态的模拟，加强对卫星真实在轨能源合理利用的设计。基于凸包算法设计星地闭环地面能源动态输出特性模拟方案，本发明应用在卫星电性能测试阶段的模飞测试场景中，实现星地闭环太阳电池动态控制。
附图说明
图1为本发明的系统架构图；
图2为本发明的系统流程示意图；
图3为本发明的计算模块流程示意图；
图4为本发明的受晒因子轨道分析图；
图5为本发明的坐标转换图；
图6为本发明的光照投影示例图；
图7为本发明的光照投影图(视线方向与太阳光线方向重合)；
图8为本发明的凸包示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明进行详细描述。
如图1-图2所示，本发明提出了一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，包括：显控模块、计算模块以及能源供电设备。
所述显控模块分别与所述计算模块及所述能源供电设备相连，所述显控模块用于获取轨道根数、卫星结构信息、星时、从遥测数据获取卫星姿态数据；所述卫星进行模拟飞行仿真时，将卫星轨道信息、所述卫星结构信息、星时、以及卫星姿态数据作为参数输入所述计算模块，并从所述计算模块获取计算得到的伏安曲线数据，基于所述伏安曲线数据生成驱动数据及指令，所述驱动数据及指令用于设置位于地面的所述能源供电设备的状态；显示所述能源供电设备的状态参数、卫星的相关数据以及所述航天器动态能源系统的运行状态；所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻。
所述计算模块根据太阳光入射角和星体遮挡面积，实时计算太阳翼电池板的发电效率，进而得到伏安曲线数据。
所述能源供电设备基于获取的所述驱动数据及指令，调整所述能源供电设备的状态，调整后的所述能源供电设备向卫星输出实时电能。
本发明能够根据任务需求循环使用，能够连续模拟卫星实际运行场景下的能源流变化。
进一步地，基于获取的轨道根数，所述显控模块建立卫星模拟飞行的应用场景，所述显控模块订阅数据转发服务器(RTS)的消息，用于获取与卫星模拟飞行对应的遥测数据，从所述遥测数据获取卫星姿态数据，并将所述卫星结构信息、星时、以及卫星姿态数据作为参数输入所述计算模块。本实施例中，所述卫星姿态数据包括帆板数据、太阳翼构形信息。
进一步地，所述显控模块具有实时监控功能，能够显示轨道根数、卫星参数、卫星姿态、伏安曲线等参数，能够显示所述航天器动态能源系统的运行状态、所述能源供电设备的状态参数。
进一步地，所述计算模块包括轨道动力学子模块、基于凸包算法的星体遮挡计算子模块、以及光电模型计算子模块。
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子；所述太阳光方向矢量为所述太阳翼电池板坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射。
所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于所述太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算出太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积。
所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入。
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，包括：
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻；所述轨道根数为轨道六根数，即半长轴a，偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点角距ω，真近点角θ；
基于所述卫星轨道信息建立轨道模型，所述轨道模型为基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型，所述基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型为：
p为半通径，μ为地球引力常数，fr、ft、fn分别为卫星所受外力沿径向、切向、法向的分力，L为真经度角，f、g、h、k为中间变量，s、w为辅助变量，
分别为p、f、g、h、k、L的微分。
其中，改进春分点轨道根数为：
辅助变量s和w的定义如下：
将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，其中，所述太阳光方向矢量为坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射。
本发明中，轨道动力学子模块使用改进春分点轨道根数的摄动方程模型作为轨道模型，考虑地球扁率J2项摄动，可根据需求添加推力，通过四阶龙格-库塔(Runge-Kutta)算法进行定步长积分仿真，从而计算出下一步的轨道根数。
经典轨道六根数为半长轴(a)，偏心率(e)，轨道倾角(i)，升交点赤经(Ω)，近地点角距(ω)，真近点角(θ)。基于经典轨道根数的高斯摄动方程不会产生累积误差，使用方便，缺点是在e＝0和i＝0的情况下存在奇点，不能正常使用。考虑到工程中物理量取值受计算精度影响，会进行适当舍入，从而增加出现奇点的可能性，需要对高斯摄动方程进行一定优化，因此，使用基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型作为轨道模型。
将高斯摄动方程转换为改进春分点摄动方程后，就可以消除e＝0和i＝0的奇点，增强仿真系统的稳定性。
给出卫星模拟飞行的起始时刻和相应的轨道六根数，通过积分运算即可求出任意时刻的轨道六根数。
所述轨道动力学子模块在计算天体位置速度信息统一使用DE430星历，由美国喷气推进实验室提供。DE430星历给出了太阳系内各大行星和月球的位置、速度和章动信息，精度较高，用于计算太阳光方向以及坐标系之间的转换。提供公历时刻年月日时分秒，即可计算出太阳在J2000地心赤道坐标系下的坐标，将其单位化并取反后求得太阳光方向矢量。
所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积，包括：
在卫星本体坐标系下建立星体模型、太阳翼电池板模型，从而确定卫星顶点坐标；旋转星体，将卫星本体坐标系变换至太阳翼电池板坐标系；计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积。
进一步地，所述太阳翼电池板坐标系，是将卫星本体坐标系旋转后将太阳翼电池板所在平面定义为xoy平面的坐标系，能够简化星体投影计算。
进一步地，所述遮挡面积是星体投影和太阳翼电池板重合部分，通过计算投影和太阳翼电池板的所有顶点的凸包获得。
所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入，其中：
所述伏安曲线数据按下式进行计算：
其中，Voc(t,T)为开路电压，Vmp(t,T)为最大功率点电压，Isc(t,θ,T,r)为短路电流，Imp(t,θ,T,r)为最大功率点电流，t为时刻，r(t)为太阳电池阵遮挡率，r＝r(t)，βV为电压温度系数；T为太阳电池工作温度；T0为25℃；α为太阳电池板入射角；βI为电流比例温度系数；Jsc为短路电流密度，Jmp为最大功率点电流密度，S为太阳翼面积，Voc,0为寿命初期(BOL)标准环境下的开路电压，Vmp,0为寿命初期(BOL)标准环境下的最大功率点电压，标准环境为常温、平均光照强度、且无遮挡的环境，常温为25℃。
本发明中，按照卫星模拟飞行测试状态,在确定卫星在轨运行各个时刻的环境影响参数基础上,动态伏安曲线模拟软件进一步分析计算太阳电池片的开路电压、短路电流、最大功率点电压及最大功率点电流等太阳电池时变参数和太阳电池阵伏安曲线方程,生成动态伏安曲线文件,并控制地面供电设备SAS输出动态功率信号供卫星测试使用。
对于在轨运行时间为t，面积为S的太阳电池片，设定寿命初期(BOL)标准环境下(常温，平均光照强度，无遮挡)其开路电压为Voc，0，最大功率点电压为Vmp，0，短路电流密度为Jsc，最大功率点电流密度为Jmp，能够确定其在不同时间、温度、光照强度、入射角、遮挡和衰减等条件下的开路电压Voc(t,T)、最大功率点电压Vmp(t,T)、短路电流Isc(t,E,θ,T,r,FI)及最大功率点电流Imp(t,E,θ,T,r,FI)。
本发明提供一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统的使用方法，使用如前所述的基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，所述使用方法包括以下步骤：
步骤S1：获取卫星星体构型数据和轨道根数，将其输入所述基于凸包算法模型的航天器动态能源系统；
步骤S2：通过轨道动力学子模块计算出太阳光入射角，通过遮挡计算子模块计算出星体在太阳翼上的投影，通过光电模型计算子模块计算出伏安曲线数据；
步骤S3：所述伏安曲线数据用于反应为所述能源供电设备提供输入，为卫星提供动态能源。
以上的具体实施例仅描述了本发明的设计原理，该描述中的部件形状，名称可以不同，不受限制。所以，本发明领域的技术人员可以对前述实施例记载的技术方案进行修改或等同替换；而这些修改和替换未脱离本发明创造宗旨和技术方案，均应属于本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，其特征在于，所述系统包括：
显控模块、计算模块以及能源供电设备；
所述显控模块分别与所述计算模块及所述能源供电设备相连，所述显控模块用于获取轨道根数、卫星结构信息、星时、从遥测数据获取卫星姿态数据；所述卫星进行模拟飞行仿真时，将卫星轨道信息、所述卫星结构信息、星时、以及卫星姿态数据作为参数输入所述计算模块，并从所述计算模块获取计算得到的伏安曲线数据，基于所述伏安曲线数据生成驱动数据及指令，所述驱动数据及指令用于设置位于地面的所述能源供电设备的状态；显示所述能源供电设备的状态参数、卫星的相关数据以及所述航天器动态能源系统的运行状态；所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻；
所述计算模块根据太阳光入射角和星体遮挡面积，实时计算太阳翼电池板的发电效率，进而得到伏安曲线数据；
所述能源供电设备基于获取的所述驱动数据及指令，调整所述能源供电设备的状态，调整后的所述能源供电设备向卫星输出实时电能。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述计算模块包括轨道动力学子模块、基于凸包算法的星体遮挡计算子模块、以及光电模型计算子模块；
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子；所述太阳光方向矢量为所述太阳翼电池板坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射；
所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于所述太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算出太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积；
所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，基于所述卫星轨道信息建立轨道模型；将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，包括：
所述轨道动力学子模块获取所述卫星轨道信息，所述卫星轨道信息包括轨道根数、卫星模拟飞行的起始时刻；所述轨道根数为轨道六根数，即半长轴a，偏心率e，轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点角距ω，真近点角θ；
基于所述卫星轨道信息建立轨道模型，所述轨道模型为基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型，所述基于改进春分点轨道根数的摄动方程模型为：
p为半通径，μ为地球引力常数，fr、ft、fn分别为卫星所受外力沿径向、切向、法向的分力，L为真经度角，f、g、h、k为中间变量，s、w为辅助变量，
分别为p、f、g、h、k、L的微分。
其中，改进春分点轨道根数为：
辅助变量s和w的定义如下：
将星时作为驱动激励，结合所述轨道模型确定太阳光方向矢量和受晒因子，其中，所述太阳光方向矢量为坐标系中太阳光方向单位向量，所述受晒因子表示卫星是否受到太阳光照射。
4.如权利要求2-3中任一项所述的系统，其特征在于，所述基于凸包算法的星体遮挡计算子模块基于太阳光方向矢量和受晒因子，计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积，包括：
在卫星本体坐标系下建立星体模型、太阳翼电池板模型，从而确定卫星顶点坐标；旋转星体，将卫星本体坐标系变换至太阳翼电池板坐标系；计算出星体在太阳翼所在平面的投影，再通过凸包算法计算太阳翼电池板每个供电方阵受卫星本体的遮挡面积。
5.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述光电模型计算子模块获取所述遮挡面积，生成伏安曲线数据，所述伏安曲线数据用于表征为所述能源供电设备提供输入，其中：
所述伏安曲线数据按下式进行计算：
其中，Voc(t,T)为开路电压，Vmp(t,T)为最大功率点电压，Isc(t,θ,T,r)为短路电流，Imp(t,θ,T,r)为最大功率点电流，t为时刻，r(t)为太阳电池阵遮挡率，r＝r(t)，βV为电压温度系数；T为太阳电池工作温度；T0为25℃；α为太阳电池板入射角；βI为电流比例温度系数；Jsc为短路电流密度，Jmp为最大功率点电流密度，S为太阳翼面积，Voc,0为寿命初期(BOL)标准环境下的开路电压，Vmp,0为寿命初期(BOL)标准环境下的最大功率点电压，标准环境为常温、平均光照强度、且无遮挡的环境，常温为25℃。
6.一种基于凸包算法模型的航天器动态能源系统的使用方法，使用如权利要求1-5中任一项所述的基于凸包算法模型的航天器动态能源系统，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤S1：获取卫星星体构型数据和轨道根数，将其输入所述基于凸包算法模型的航天器动态能源系统；
步骤S2：通过轨道动力学子模块计算出太阳光入射角，通过遮挡计算子模块计算出星体在太阳翼上的投影，通过光电模型计算子模块计算出伏安曲线数据；
步骤S3：所述伏安曲线数据用于反应为所述能源供电设备提供输入，为卫星提供动态能源。
7.一种计算机可读存储介质，所述存储介质中存储有多条指令；所述多条指令，用于由处理器加载并执行如权利要求6所述方法。
8.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备，包括：
处理器，用于执行多条指令；
存储器，用于存储多条指令；
其中，所述多条指令，用于由所述存储器存储，并由所述处理器加载并执行如权利要求6所述方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211455667.1A CN116305514A (zh) | 2022-11-21 | 2022-11-21 | 基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202211455667.1A CN116305514A (zh) | 2022-11-21 | 2022-11-21 | 基于凸包算法模型的航天器动态能源系统及使用方法 |
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2022
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