公开(公告)号：CN103438907B

公开(公告)日：2016-01-20

申请号：CN201310412842.3

申请日：2013-09-11

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙亚辉 ,  耿云海 ,  胡芳芳 ,  方向 ,  肖盈莹 ,  李诚良

IPC: G01C25/00 ,  G01C21/02

Abstract: 一种星敏感器六自由度像平面误差的在轨标定方法，它涉及一种星敏感器六自由度像平面误差的在轨标定方法，本发明是要解决现有星敏感器由于像平面误差引起卫星姿态确定产生较大误差的问题。本发明方法通过如下步骤来实现：星敏感器对目标恒星成像；引入六自由度像平面误差模型中的误差系数及误差校正公式；将误差校正后的目标恒星的成像点坐标转化为目标恒星在星敏感器坐标系下的单位方向矢量；得到目标恒星在惯性系下的单位方向矢量；计算num颗目标恒星相互之间的星角距及其对星敏感器六自由度像平面误差系数的导数，得到中间计算矩阵；对估计误差方差矩阵进行迭代计算得到真实的星敏感器六自由度像平面误差系数。本发明用于卫星姿态确定技术领域。

公开(公告)号：CN104590587A

公开(公告)日：2015-05-06

申请号：CN201410706026.8

申请日：2014-11-27

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  易涛 ,  陈雪芹 ,  曾奎 ,  李冬柏 ,  王峰 ,  叶东

IPC: B64G1/24

Abstract: 基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，属于航天器姿态控制技术领域。为了解决卫星推进器布局存在耦合或推进器故障而无法提供三轴解耦控制力矩的问题。它包括：根据实际推进发动机安装位置，求得各个推进器控制力矩；根据时间配比方法，引入推进器控制力矩的工作时间系数通过获得的各个推进器控制力矩与不同时间系数的组合得到实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案；根据确定的可行方案的燃料用于姿态控制的效率，确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级，效率越高，对应可行方案优先级越高；根据实际控制信号和确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量。用于采用推进器对卫星进行姿态控制。

公开(公告)号：CN103231810B

公开(公告)日：2015-04-22

申请号：CN201310148112.7

申请日：2013-04-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  侯志立 ,  李诚良

IPC: B64G1/24

Abstract: 一种利用卫星俯仰轴姿态机动卸载俯仰轴角动量的方法，本发明涉及航天器姿态控制技术领域。本发明是要解决现有方法使用装置卸载并且卸载装置昂贵的问题，提出一种利用卫星俯仰轴姿态机动卸载俯仰轴角动量的方法。步骤一、测量确定卫星需要卸载的俯仰轴角动量hun_y；步骤二、根据卫星转动惯量确定卫星所受到的重力梯度力矩；步骤三、估算卫星俯仰轴机动θm所需要的时间tend，以及机动过程中重力梯度力矩在俯仰轴积累的角动量hmanu；步骤四、根据hun_y与hmanu求解卫星需要机动的角度θm；步骤五、根据hun_y、hmanu与步骤四所确定的θm，计算需要保持该角度的时间thold；步骤六、确定保证卫星有足够角动量空间进行机动的卫星转动惯量分布形。本发明应用于航天器姿态控制技术领域。

公开(公告)号：CN104503241A

公开(公告)日：2015-04-08

申请号：CN201410811455.1

申请日：2014-12-23

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 陈雪芹 ,  胡芳芳 ,  孙亚辉 ,  孙瑞 ,  李诚良 ,  王爽 ,  易涛 ,  耿云海

IPC: G05B13/04 ,  G05D1/08

Abstract: 卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法，涉及卫星控制技术领域。本发明方法为了确定卫星姿态控制系统中转动惯量的精确变化范围。技术要点：首先建立包含不确性的卫星姿态控制系统模型，再制定相应的约束指标，求取合适的H∞状态反馈控制器，最后将上述闭环系统中的不确定性表示为多项式矩阵胞的形式，并用线性矩阵不等式的方法求解出转动惯量不确定性的变化范围。本发明运用多项式矩阵胞的稳定性条件判断出在状态反馈情况下卫星转动惯量的变化范围。本发明在控制器设计阶段考虑了不确定性，并将不确定性对输出的影响作为控制指标，并将闭环系统中的不确定性用多项式矩阵胞的形式表示。

公开(公告)号：CN104503233A

公开(公告)日：2015-04-08

申请号：CN201410705776.3

申请日：2014-11-27

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 陈雪芹 ,  孙瑞 ,  李诚良 ,  宋道喆 ,  易涛 ,  曾奎 ,  盛靖 ,  耿云海

IPC: G05B13/04 ,  G05D1/08

Abstract: 适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法，属于航天器姿态控制技术领域。为了解决传统滤波算法无法在高精度姿态控制任务中分离测量噪声和干扰力矩的问题。所述方法包括如下步骤：步骤一、根据待辨识的卫星姿态控制系统，建立带有未知干扰力矩的小量化的卫星姿态控制系统模型；步骤二、根据步骤一建立的卫星姿态控制系统模型获得未知输入观测器，采用获得的未知输入观测器估计包含噪声的干扰力矩；步骤三、采用离散傅里叶变换和离散傅里叶反变换来离线处理步骤二估计的包含噪声的干扰力矩，获得去除噪声后的干扰力矩的估计结果；步骤四、对步骤三中的估计结果采用傅里叶级数拟合得到干扰力矩的数学表达式。它用于在轨卫星进行姿态控制。

公开(公告)号：CN104443432A

公开(公告)日：2015-03-25

申请号：CN201410691418.1

申请日：2014-11-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  曾奎 ,  陈雪芹 ,  易涛

IPC: B64G1/24

Abstract: 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法，本发明涉及一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法。本发明的目的是为了解决卫星在实际轨道转移过程中，存在发动机的推力幅值有限问题和轨道转移过程缺乏自主性及现有轨道转移数值方法计算量大的问题。步骤一：建立卫星轨道动力学模型；步骤二：卫星进入设计的椭圆滑行轨道；步骤三：根据得到的当前位置信息，判断卫星在椭圆滑行轨道中的位置是否满足开机约束条件，当达到开机约束条件后，在开机指令的控制作用下，发动机再次开机，进入第二次推力作用段；步骤四：卫星进入目标轨道。本发明应用于卫星轨道转移制导与控制领域。

公开(公告)号：CN102865866B

公开(公告)日：2015-01-28

申请号：CN201210404220.1

申请日：2012-10-22

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  侯志立 ,  张春阳 ,  李诚良

IPC: G01C21/02 ,  G01C21/20

Abstract: 基于双星敏感器的卫星姿态确定方法及定姿误差分析方法，它涉及一种卫星姿态确定方法及定姿误差分析方法。本发明为解决现有绕星敏光轴方向的测量误差大并且目前没有对该定姿误差的分析方法的问题。方案一、根据两个星敏感器的测量输出计算各自光轴矢量在惯性系的分量和由各个星敏的安装矩阵计算各自光轴矢量在本体系的分量计算卫星本体系相对于惯性系的姿态，并对该姿态矩阵进行单位正交化处理；方案二、将未进行单位正交化的卫星姿态矩阵中的定姿误差阵C*分离；根据星敏安装矩阵计算定姿误差矩阵C*的表达式；求取经过单位正交化后的卫星定姿误差矩阵ΔC。本发明的卫星姿态确定方法及定姿误差分析方法用于卫星姿态确定及定姿误差分析。

公开(公告)号：CN102799105B

公开(公告)日：2014-07-02

申请号：CN201210327339.3

申请日：2012-09-06

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  侯志立 ,  李诚良 ,  赵楠楠

IPC: G05B13/00

Abstract: 单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法，它涉及卫星姿态控制技术领域。该方法解决现有传统变结构控制器不适用于快速机动卫星，以及传统变结构控制器设计方法不具通用性的问题。所述方法包括以下步骤：所述方法包括以下步骤：求解a、T、Δ、ε、K、ΔI为需要设计的参数；设计的参数的具体含义为：a为减少输入力矩幅值的参数，T为输入段惯性环节的时间常数，其作用增加控制器设计自由度、减少“抖振”，Δ为判断是否进行力矩幅值切换的变量，ε是消除抖振的参数，K为滑模面中姿态角的系数，为滑模面中姿态角的饱和值，ΔI为减少惯量拉偏对姿态控制系统的影响的参数。本发明用于建单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型。

公开(公告)号：CN102627151B

公开(公告)日：2014-07-02

申请号：CN201210141967.2

申请日：2012-05-09

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  侯志立

IPC: B64G1/28 ,  B64G1/10

Abstract: 一种基于混合执行机构的快速机动卫星的力矩分配方法，涉及航天器姿态控制技术领域。为了解决以单框架控制力矩陀螺群与飞轮为执行机构的卫星的快速机动与机动后，单框架控制力矩陀螺群陷入死区使得执行力矩减小，从而导致精度低的问题。其实现过程为：根据指令力矩信号Tc获取分配给单框架控制力矩陀螺群的框架角速度与分配给飞轮的角加速度并将赋值给优化的框架角速度同时判断每一个单框架控制力矩陀螺是否陷入死区，是则停用，否则重新返回到步骤二得到新框架角速度并与比较，若不同则将其存入到并返回到步骤二；若相同将赋值给最终的单框架控制力矩陀螺框架角速度将飞轮的角加速度赋值给最终的飞轮角加速度用于调整卫星姿态。

公开(公告)号：CN102591209B

公开(公告)日：2014-06-04

申请号：CN201210025122.7

申请日：2012-02-06

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 李化义 ,  李冬柏 ,  耿云海 ,  曹喜滨 ,  徐国栋 ,  吴丽娜 ,  管宇 ,  王峰

IPC: G05B17/02

Abstract: 本发明提供了一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，包括以下步骤：步骤S1：建立喷气推力密度分布函数，通过分段线性化描述；步骤S2：通过喷气推力密度分布函数，将喷气指令打开、关闭时刻转换为喷气阀门打开、关闭时刻；步骤S3：确定喷气推力指令打开、关闭时刻在多个动力学计算周期内的分布；步骤S4：建立喷气阀门打开、关闭时刻与动力学计算时刻的关系；步骤S5：计算在一次姿态与轨道控制周期内、各动力学计算周期的发动机推力。本发明解决了在一次姿态与轨道控制周期内、各动力学计算周期的喷气推力的计算问题，并解决了将喷气推力的阀门开关非线性建模，及将其非线性描述引入到闭环测试系统中，以使闭环仿真测试更准确的问题。