公开(公告)号：CN117312177B

公开(公告)日：2024-02-09

申请号：CN202311616279.1

申请日：2023-11-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 郭泽 ,  蔺玥 ,  任焜 ,  颜军 ,  邱芳 ,  王润楠 ,  龚宇莲 ,  何英姿

IPC: G06F11/36

Abstract: 本发明提供了一种航天器控制系统的测试用例生成方法及装置，涉及航天器控制系统测试技术领域，该方法包括：获取用于本次模拟飞行测试的飞行程序文件；所述飞行程序文件是由人工按照预设格式填写的文本文件，所述飞行程序文件中包括条目化的多条飞行事件，所述多条飞行事件构成本次模拟飞行测试的飞行程序；对所述飞行事件中的事件单元进行信息提取和识别，将得到的提取和识别结果转化为相应的可执行语句，并利用转化得到的可执行语句生成本次模拟飞行测试的测试用例脚本文件；所述可执行语句所使用的编码语言与所述测试用例所使用的编码语言相同。本方案，能够基于飞行程序文件自动生成测试用例，以降低工作量和出错率。

公开(公告)号：CN117228007B

公开(公告)日：2024-01-19

申请号：CN202311502692.5

申请日：2023-11-13

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 蔺玥 ,  何英姿 ,  任焜 ,  龚宇莲 ,  孙帅 ,  颜军 ,  郭泽 ,  邱芳

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置。方法包括：基于目标落点位置、SSO轨道航天器的气动参数、质量特性和当前状态信息，确定航天器的再入点信息；再入点信息包括再入点的高度、航迹倾角和地理纬度；状态信息包括轨道高度、航天器的横向加速度、倾侧角和航迹方位角；基于再入热流、过载约束以及再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的。本发明，可以快速确定离轨策略，响应能力强。

公开(公告)号：CN117312177A

公开(公告)日：2023-12-29

申请号：CN202311616279.1

申请日：2023-11-30

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 郭泽 ,  蔺玥 ,  任焜 ,  颜军 ,  邱芳 ,  王润楠 ,  龚宇莲 ,  何英姿

IPC: G06F11/36

Abstract: 本发明提供了一种航天器控制系统的测试用例生成方法及装置，涉及航天器控制系统测试技术领域，该方法包括：获取用于本次模拟飞行测试的飞行程序文件；所述飞行程序文件是由人工按照预设格式填写的文本文件，所述飞行程序文件中包括条目化的多条飞行事件，所述多条飞行事件构成本次模拟飞行测试的飞行程序；对所述飞行事件中的事件单元进行信息提取和识别，将得到的提取和识别结果转化为相应的可执行语句，并利用转化得到的可执行语句生成本次模拟飞行测试的测试用例脚本文件；所述可执行语句所使用的编码语言与所述测试用例所使用的编码语言相同。本方案，能够基于飞行程序文件自动生成测试用例，以降低工作量和出错率。

公开(公告)号：CN117228007A

公开(公告)日：2023-12-15

申请号：CN202311502692.5

申请日：2023-11-13

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 蔺玥 ,  何英姿 ,  任焜 ,  龚宇莲 ,  孙帅 ,  颜军 ,  郭泽 ,  邱芳

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置。方法包括：基于目标落点位置、SSO轨道航天器的气动参数、质量特性和当前状态信息，确定航天器的再入点信息；再入点信息包括再入点的高度、航迹倾角和地理纬度；状态信息包括轨道高度、航天器的横向加速度、倾侧角和航迹方位角；基于再入热流、过载约束以及再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的。本发明，可以快速确定离轨策略，响应能力强。

公开(公告)号：CN117193380A

公开(公告)日：2023-12-08

申请号：CN202311443187.8

申请日：2023-11-02

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 张海博 ,  龚宇莲 ,  何英姿 ,  常亚菲 ,  李毛毛 ,  韩冬 ,  蔺玥 ,  任焜 ,  李川 ,  张一

IPC: G05D1/10

Abstract: 本发明提供了一种基于中间停泊点的非合作类接近控制方法及装置，涉及航天器控制技术领域，方法包括：针对非合作类接近任务中相对测量敏感器难以保证连续稳定有效测量的情况下，通过确定仅仅以惯性测量敏感器的导航结果进行递推时惯性导航递推误差与递推时间的关系，以在初始点至目标终点的转移过程中设计中间停泊点，使得中间停泊点能够保证两个航天器的安全性，同时又能够保证相对测量敏感器的视场可见性，进一步控制追踪航天器在中间停泊点等待相对测量敏感器有效且相对导航重新收敛，以进行后续追踪。可见，本方案，能够在相对测量敏感器无法稳定有效测量的情况下，保证非合作类接近任务的安全可靠。

公开(公告)号：CN117109571A

公开(公告)日：2023-11-24

申请号：CN202311386712.7

申请日：2023-10-25

Applicant: 北京控制工程研究所

Inventor： 龚宇莲 ,  魏春岭 ,  李毛毛 ,  任焜 ,  郭泽 ,  董文强 ,  何英姿

IPC: G01C21/16 ,  G01S19/49 ,  G01S19/39

Abstract: 本发明提供了一种导航误差快速收敛方法、装置、电子设备及存储介质，涉及航天器控制技术领域，其中方法包括：确定飞行器在跨空域飞行期间当前是否从黑障区飞出；在确定飞行器当前从黑障区飞出时，获取GNSS导航的剔野阈值，并根据该剔野阈值对P阵进行重置，使得重置后的P阵增大，以利用重置后的P阵对导航递推结果进行修正。本方案，能够实现导航误差的快速收敛。