公开(公告)号：CN103593285B

公开(公告)日：2016-03-02

申请号：CN201310488254.8

申请日：2013-10-17

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 党纪红 ,  陈朝晖 ,  万丽景 ,  高进 ,  杨彬 ,  刘建军 ,  李化云

IPC分类号： G06F11/36

摘要： 本发明公开了一种基于判定识别的图像类软件单元测试方法，该方法首先通过词法分析识别测试对象中所有判定条件，在不影响实际运行结果的基础上，给每个判定条件进行编号，完整的运行一幅图像测试用例，记录这些判定条件真假分支的覆盖情况并输出到文件，分析各判定条件的真假分支覆盖情况，获得测试的覆盖性，从而解决了输入数据量大循环次数多导致无法进行单元测试的问题，充分验证软件的相关功能，提高软件质量。该方法已在嫦娥三号基于双目立体视觉导航算法的单元测试及覆盖率分析中得到了应用，确保充分验证了该算法，提高了软件质量。

公开(公告)号：CN104139871A

公开(公告)日：2014-11-12

申请号：CN201410318555.0

申请日：2014-07-04

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 王颖 ,  韩冬 ,  谌颖 ,  胡海霞 ,  刘涛 ,  刘洁 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  施海燕

IPC分类号： B64G1/24

摘要： 本发明公开了一种两个航天器近距离安全避碰控制方法，本发明同时考虑到两个航天器上的附件的位置和相对运动规律，设计出连续两个不同方向的机动，在实施第一个机动时，两个航天器按照相对远离的方向运动，避免航天器的附件发生碰撞；第二个机动则考虑轨道的相对运动规律，使两个航天器逐渐远离，避免再次碰撞。通过连续施加两个机动,可以保证两个航天器不发生碰撞。

公开(公告)号：CN103955224A

公开(公告)日：2014-07-30

申请号：CN201410163956.3

申请日：2014-04-22

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 王颖 ,  胡海霞 ,  刘洁 ,  韩冬 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  郝金华 ,  施海燕

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明公开了一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法，在追踪器跟踪接近目标器的过程中，由于相对测量敏感器视场小，在跟踪过程中，追踪器和目标器之间的相对视线角超过测量敏感器的视场，为了保证在跟踪接近过程中相对测量敏感器正常工作，需要追踪器作为机动平台，控制追踪器的姿态指向目标器，跟踪两个航天器的相对视线角，使得追踪器的姿态指向目标器，保证目标器在相对测量敏感器的视场内，保证相对测量敏感器有效工作。

公开(公告)号：CN103950555A

公开(公告)日：2014-07-30

申请号：CN201410163218.9

申请日：2014-04-22

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 王颖 ,  谌颖 ,  韩冬 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  张占良 ,  刘涛 ,  刘洁 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  付若愚

IPC分类号： B64G1/24

摘要： 本发明公开一种超近距离的高精度相对位置保持控制方法，方法为了解决两个航天器超近距离停靠的相对导航和相对控制方法，采用把相对坐标系建立在追踪星的轨道系下，测量信息从测量坐标系下转换到相对坐标系下，使用了追踪器的姿态信息，追踪器采用星敏感器加陀螺的高精度定姿方法，比相对姿态的精度高，因此降低了相对测量信息的对相对导航精度的影响，因此提高了相对导航精度。从而保证了高精度的相对位置控制。由于对追踪器的姿态控制精度要求高于相对姿态的测量精度，因此不采用相对姿态控制，而采用绝对姿态控制。

公开(公告)号：CN103869720B

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：CN201410119759.1

申请日：2014-03-27

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 汤文澜 ,  张怡 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  王跃 ,  郝金华 ,  韩冬 ,  王颖 ,  张占良 ,  杨彬 ,  施海燕 ,  冯丹

IPC分类号： G05B19/04

摘要： 一种卫星推进驱动线路电源管理系统，包括推进分系统控制器、第一控制信号驱动线路、第二控制信号驱动线路、整星一次电源、第一磁保持继电器、第二磁保持继电器、星务分系统、星箭分离开关和推进驱动线路。通过推进分系统控制器和星务分系统共同对推进驱动线路电源进行管理；两个磁保持继电器并联，星务分系统发出4个独立控制指令对磁保持继电器进行控制；星箭分离开关仅通过控制信号；推进分系统控制器输出的控制信号需在星箭分离开关信号有效时才能输出。实现卫星推进驱动线路电源管理的需求，提高了系统的安全性、可靠性以及使用时的自主性。

公开(公告)号：CN104142686B

公开(公告)日：2016-06-29

申请号：CN201410339135.0

申请日：2014-07-16

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 韩冬 ,  王颖 ,  谌颖 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  刘洁 ,  刘涛 ,  车汝才 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  毕鹏波 ,  褚楠 ,  董筠

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明公开了一种卫星自主编队飞行控制方法，通过轨道平根数差进行编队飞行控制，由于轨道平根数差较准确的反映了卫星之间相对运动的长期趋势，这种方法可以较好的控制相对运动的长期变化。本发明通过设计轨道平面内的平半长轴差控制策略，采用分区间设置控制目标的方式，保证在控制区间内的漂移速度较小；在控制区间外时，能以较快的速度回到控制区间内。本发明通过轨控使用多次小脉冲喷气、姿控使用动量轮的方式，减少姿态喷气控制对轨道的影响，提高轨道控制执行精度。

公开(公告)号：CN103955224B

公开(公告)日：2017-01-18

申请号：CN201410163956.3

申请日：2014-04-22

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 王颖 ,  胡海霞 ,  刘洁 ,  韩冬 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  郝金华 ,  施海燕

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明公开了一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法，在追踪器跟踪接近目标器的过程中，由于相对测量敏感器视场小，在跟踪过程中，追踪器和目标器之间的相对视线角超过测量敏感器的视场，为了保证在跟踪接近过程中相对测量敏感器正常工作，需要追踪器作为机动平台，控制追踪器的姿态指向目标器，跟踪两个航天器的相对视线角，使得追踪器的姿态指向目标器，保证目标器在相对测量敏感器的视场内，保证相对测量敏感器有效工作。

公开(公告)号：CN104407968A

公开(公告)日：2015-03-11

申请号：CN201410601684.0

申请日：2014-10-30

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 党纪红 ,  陈朝晖 ,  尚葳蕤 ,  杨彬 ,  李经松 ,  关小川

IPC分类号： G06F11/36

摘要： 一种通过静态分析测算代码指令最长运行时间的方法，首先解析待分析源代码对应的机器码指令序列，识别指令序列中分支指令的源地址和目标地址，得到指令的执行周期数。然后建立指令序列对应的有向无环图，按照有向无环图计算最长路径的方法，计算最长执行周期数，进而得到最长运行时间。如果建立有向无环图遍历过程中有向后跳转指令，则建立的是有向有环图，而且环还是有次数的，次数就是源代码中对应的循环次数，通过确定循环对应的循环体和循环次数，能够消除循环把有向有环图变成有向无环图，进而得到代码指令的最长运行时间。

公开(公告)号：CN104142686A

公开(公告)日：2014-11-12

申请号：CN201410339135.0

申请日：2014-07-16

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 韩冬 ,  王颖 ,  谌颖 ,  郭明姝 ,  杨彬 ,  刘洁 ,  刘涛 ,  车汝才 ,  汤文澜 ,  张怡 ,  毕鹏波 ,  褚楠 ,  董筠

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明公开了一种卫星自主编队飞行控制方法，通过轨道平根数差进行编队飞行控制，由于轨道平根数差较准确的反映了卫星之间相对运动的长期趋势，这种方法可以较好的控制相对运动的长期变化。本发明通过设计轨道平面内的平半长轴差控制策略，采用分区间设置控制目标的方式，保证在控制区间内的漂移速度较小；在控制区间外时，能以较快的速度回到控制区间内。本发明通过轨控使用多次小脉冲喷气、姿控使用动量轮的方式，减少姿态喷气控制对轨道的影响，提高轨道控制执行精度。

公开(公告)号：CN103869720A

公开(公告)日：2014-06-18

申请号：CN201410119759.1

申请日：2014-03-27

申请人： 北京控制工程研究所

发明人： 汤文澜 ,  张怡 ,  谌颖 ,  毕鹏波 ,  王跃 ,  郝金华 ,  韩冬 ,  王颖 ,  张占良 ,  杨彬 ,  施海燕 ,  冯丹

IPC分类号： G05B19/04

摘要： 一种卫星推进驱动线路电源管理系统，包括推进分系统控制器、第一控制信号驱动线路、第二控制信号驱动线路、整星一次电源、第一磁保持继电器、第二磁保持继电器、星务分系统、星箭分离开关和推进驱动线路。通过推进分系统控制器和星务分系统共同对推进驱动线路电源进行管理；两个磁保持继电器并联，星务分系统发出4个独立控制指令对磁保持继电器进行控制；星箭分离开关仅通过控制信号；推进分系统控制器输出的控制信号需在星箭分离开关信号有效时才能输出。实现卫星推进驱动线路电源管理的需求，提高了系统的安全性、可靠性以及使用时的自主性。