公开(公告)号：CN111325794A

公开(公告)日：2020-06-23

申请号：CN202010109809.3

申请日：2020-02-23

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 叶东 ,  吕旭冬 ,  王硕

IPC: G06T7/73 ,  G06T7/80 ,  G06T9/00

Abstract: 本发明公开了一种基于深度卷积自编码器的视觉同时定位与地图构建方法(Visual-SLAM)。步骤1：训练数据进行数据预处理；步骤2：建立多任务学习网络；步骤3：将图像序列中相邻的三帧双目图像作为网络输入；步骤4：构建损失函数；步骤5：多任务网络的训练、验证和测试；步骤6：训练后的共享编码器网络用于回环检测；步骤7：上述六个步骤构造了一个新的Visual-SLAM系统前端，利用位姿图优化或因子图优化来构造Visual-SLAM系统的后端，进而搭建一个完整的系统，步骤8：验证定位准确性和鲁棒性。使用深度卷积自编码器，以一种半监督多任务的学习方法来构建SLAM系统的前端，包括深度估计、相机位姿估计、光流估计和语义分割，并利用网络的特征图构建图像表征进行回环检测。

公开(公告)号：CN111127295A

公开(公告)日：2020-05-08

申请号：CN201911157365.4

申请日：2019-11-22

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 叶东 ,  张泽铭 ,  孙兆伟 ,  孔繁泽

IPC: G06T1/20 ,  G06F13/16

Abstract: 基于GPU的SGP4轨道模型集成式并行方法，本发明涉及SGP4轨道模型集成式并行方法。本发明的目的是为了解决现有精度较高的解算方法计算量极大，且在保证精度的同时无法进行并行计算，导致无法进行快速轨道预报的问题。过程为：一、计算SGP4轨道模型卫星轨道初始参数，之后存入CPU内存；二、得到总线程数量；三、将CPU内存中每颗卫星起始时间、结束时间、解算步长及卫星轨道初始参数打包传输到GPU内存空间中，等待GPU调用；四、进行GPU至CPU的第二次数据传输，将卫星轨道初始参数传输回CPU内存，再输出到结果文件中，直至完成预定解算步长的计算后，结束轨道预报过程。本发明用于轨道预报领域。

公开(公告)号：CN110375715A

公开(公告)日：2019-10-25

申请号：CN201910635126.9

申请日：2019-07-15

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 曹喜滨 ,  叶东 ,  王峰 ,  陈健

IPC: G01C11/00

Abstract: 本发明实施例公开了一种应用于小卫星的广域重点目标确认方法、装置及计算机存储介质；该方法应用于具有至少两个成像相机的小卫星中，其中，第一成像相机的成像分辨率低于第二成像相机成像分辨率，第一成像相机的成像幅宽大于第二成像相机的成像幅宽，第二成像相机指向地心，第一成像相机指向为设定的前视角度，所述方法包括：通过第一成像相机获取低分辨率成像图像；基于所述低分辨率成像图像搜索备选目标；根据任务规划从所述备选目标中确定待识别目标；当所述小卫星到达所述待识别目标上空时，通过第二成像相机获取所述待识别目标所在区域的高分辨率成像图像；基于设定的检测策略在所述高分辨率成像图像中确认所述待识别目标。

公开(公告)号：CN108502215B

公开(公告)日：2019-05-10

申请号：CN201810411078.0

申请日：2018-05-02

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 高海波 ,  刘振 ,  牛福亮 ,  黄显林 ,  叶东 ,  齐乃明

IPC: B64G7/00

Abstract: 本发明提出了一种基于双电机和行星轮系的恒拉力系统，属于微重力模拟领域，特别是涉及一种基于双电机和行星轮系的恒拉力系统。解决了单电机带卷筒实现恒拉力控制存在对电机要求较高，对高频扰动抑制能力弱的问题。它包括大力矩电机、小力矩电机、大力矩电机侧减速器、小力矩电机侧减速器、行星式外壳带卷筒的行星轮系、吊索、拉力传感器和负载。它主要用于在地面进行失重模拟实验。

公开(公告)号：CN108762283A

公开(公告)日：2018-11-06

申请号：CN201810433629.3

申请日：2018-05-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 王峰 ,  柴利鹏 ,  谢一菲 ,  曹喜滨 ,  陈雪芹 ,  原超 ,  叶东

IPC: G05D1/08

CPC classification number: B64G1/244

Abstract: 本发明实施例公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统。所述卫星平台的姿态控制方法包括：测量卫星平台的实际姿态参数；比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；基于所述姿态偏差生成第一控制指令；根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。

公开(公告)号：CN108557116A

公开(公告)日：2018-09-21

申请号：CN201810434255.7

申请日：2018-05-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 王峰 ,  王驰 ,  谢一菲 ,  曹喜滨 ,  希瑞辰 ,  吴凡 ,  叶东

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明实施例公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法，测量旋转载荷相对于卫星平台的相对运动参数；将所述相对运动参数输入到预设的静不平衡干扰力矩模型，得到所述旋转载荷作用于所述卫星平台的静不平衡干扰力矩；根据所述静不平衡干扰力矩，控制所述卫星平台的姿态。本发明实施例还公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制装置、存储介质和信息处理装置。

公开(公告)号：CN108502216A

公开(公告)日：2018-09-07

申请号：CN201810411086.5

申请日：2018-05-02

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 李楠 ,  刘振 ,  叶东 ,  齐乃明 ,  黄显林 ,  牛福亮

IPC: B64G7/00

Abstract: 本发明提出了一种基于电机、恒力矩机构和差动轮系的恒拉力系统，属于微重力模拟领域，特别是涉及一种基于电机、恒力矩机构和差动轮系的恒拉力系统。解决了单电机带卷筒实现恒拉力控制存在对电机要求较高，对高频扰动抑制能力弱的问题。它包括力矩电机、减速器、差动轮系、恒力矩机构、卷筒、吊索、拉力传感器和负载。它主要用于在地面进行失重模拟实验。

公开(公告)号：CN105892478B

公开(公告)日：2018-09-07

申请号：CN201610494492.3

申请日：2016-06-29

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 张世杰 ,  聂涛 ,  赵亚飞 ,  曹喜滨 ,  叶东 ,  孙兆伟

IPC: G05D1/08 ,  G05D1/10

Abstract: 一种面向姿轨一体化控制的多执行机构协同控制分配方法，本发明涉及多执行机构协同控制分配方法。本发明是为了解决现有的面向姿轨一体化控制分配策略对推力器燃料使用率低及执行机构间相互配合少的问题。本发明首先将轨控期望控制力和姿控期望控制力矩在既能轨控又能姿控的推力器间进行分配，在此分配过程中，优先满足轨道控制需求，并在不额外消耗多余燃料的前提下，优化求解出与姿控期望控制力矩最接近的推力器控制分配方案，然后再将剩余期望控制力矩在只能用于姿控的执行机构间进行分配。在完成姿轨一体化控制任务的同时，减少推力器燃料消耗，降低飞轮、磁力矩等姿控型执行机构负担，延长航天器在轨寿命。本发明应用于航天器控制领域。

公开(公告)号：CN103791860B

公开(公告)日：2016-08-17

申请号：CN201410083060.4

申请日：2014-03-07

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 陈刚 ,  郭玉波 ,  孟繁擘 ,  叶东 ,  于潇宇 ,  赵挣庆

IPC: G01B11/26

Abstract: 基于视觉检测技术的微小角度测量装置及方法，属于光学领域，本发明为解决传统光电自准直仪存在的测角范围小、系统响应速度慢的问题。本发明方案：激光器发出的准直整形后的激光光束入射至被测反光镜的镜面上，经过被测反光镜反射后的反射光线投影至漫反射投影屏幕上，并形成漫反射光斑，所述漫反射光斑被高速CCD摄像机采集，并转换成电信号，高速CCD摄像机的电信号输出端与图像处理部的电信号输入端相连，由图像处理部根据漫反射光斑在漫反射投影屏幕上发生的线位移d来获取被测反光镜发生的微小角度α；所述线位移d为发生角度偏转时的漫反射光斑与无角度偏转时的基准光斑位置之间的距离。

公开(公告)号：CN105068425A

公开(公告)日：2015-11-18

申请号：CN201510493674.4

申请日：2015-08-12

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙兆伟 ,  石珂珂 ,  刘闯 ,  叶东

IPC: G05B13/04

Abstract: 一种适用于敏捷卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法，本发明涉及卫星姿态确定的状态反馈鲁棒非脆弱控制方法。本发明的目的是为了解决现有控制器的脆弱性高及控制输入受限的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、根据卫星姿态动力学方程，在模型参数不确定性ΔA、外界干扰力矩w(t)、控制器增益摄动及陀螺漂移d(t)的情况下，获得卫星姿态系统状态方程；步骤二、根据卫星姿态系统状态方程，获得状态反馈控制器增益矩阵K；步骤三、给定卫星初始姿态x(0)，根据状态反馈控制器增益矩阵K，获得理论控制输入力矩u(t)；判断理论控制输入力矩是否小于实际控制输入力矩上限，进而确定卫星在tk时刻的姿态。本发明应用于卫星领域。