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公开(公告)号：CN117706959A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311708032.2
申请日：2023-12-12
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及航天控制技术领域，特别涉及一种基于半物理试验系统的非合作交会敏感器视场调整方法。方法包括：利用预先构建的半物理试验系统确定非合作交会敏感器的真实性能，真实性能包括动态性能和边界性能；基于非合作交会敏感器的真实性能确定其交接班位置；交接班位置为由中远距相对导航敏感器捕获目标飞行器切换为由非合作交会敏感器捕获目标飞行器的位置，且交接班位置小于非合作交会敏感器的真实测量作用距离；基于交接班位置，利用预先确定的视场调整策略调整非合作交会敏感器的视场，以捕获目标飞行器；视场调整策略是利用半物理试验系统验证过的。本申请可以准确调整敏感器视场，实现在轨非合作交会捕获。
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公开(公告)号：CN117193380B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311443187.8
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05D1/46
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。
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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
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。
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公开(公告)号：CN117193024B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311443189.7
申请日：2023-11-02
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置。包括：确定耦合发动机组和耦合自由度；计算耦合发动机组的分配阵和在各耦合自由度的最大控制能力；针对每一个控制周期，均执行：基于耦合发动机组在各耦合自由度的最大控制能力，对获取的当前控制周期的目标位置控制量和目标姿态控制量进行限幅，以确定待分配的冲量和冲量矩；基于待分配的冲量和冲量矩、分配阵以及耦合发动机组的开机时长的零空间解，确定耦合发动机组的开机时长矩阵，将耦合发动机组和解耦发动机组的开机时长矩阵进行同比缩放，得到每一个发动机的最终开机时长。本方案可以使燃料消耗最少、可以解决发动机单向性问题且计算量较小。
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Patent Agency Ranking
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
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。
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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
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。
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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
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。
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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
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。
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公开(公告)号：CN117184455A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311476691.8
申请日：2023-11-08
Applicant: 北京控制工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。包括：确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。本方案可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。
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