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公开(公告)号：CN111366136B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202010158705.1
申请日：2020-03-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C11/02
Abstract: 本发明涉及光学环扫超宽幅成像模式设计方法。包括：设计相机光轴与整星对地轴之间的夹角γ；设计快旋模式下卫星的自旋角速度ωfast；若相机在当前角速度下能够清晰成像，则进行步骤三；否则进行步骤四；设计一个快旋周期Tfast内相机的开关机时刻ton、toff；设计慢旋模式下卫星的自旋角速度ωslow；设计一个慢旋周期Tslow内相机的开关机时刻ton1、toff1、ton2、toff2；设计变转速自旋模式下相机开机时刻的相位角θ0和开机时长τ1；设计相机关机时的卫星自旋角速度方程；若卫星能够稳定地跟踪该方程，则采用变转速自旋模式；否则采用步骤五设计的慢旋模式。本发明的每种成像模式均可确保环扫条带拼接的完整性；降低成像任务对卫星的处理、存储、数传能力的要求。
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公开(公告)号：CN112357121A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011188678.9
申请日：2020-10-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于预置姿态的卫星入轨快速成像方法，属于航天领域。所述卫星入轨快速成像方法包括以下步骤：步骤一、利用地球星历和火箭安装方向计算卫星在箭上的初始姿态；步骤二、利用星上陀螺组件进行发射段卫星姿态实时积分定姿；步骤三、星箭分离后，控制卫星快速机动成像。本发明利用地球星历、火箭的安装方向等信息，计算箭上卫星的初始姿态，将姿态计算和控制流程的开始时间提前至卫星箭上加电阶段，充分利用了地面已知信息，简化了入轨后的控制流程；大幅缩短了成像准备时间，提高了卫星的成像响应速度；在仅采用常用配置的条件下，通过软件预置参数的方式提高了卫星成像响应速度，卫星研制硬件成本相比于传统卫星并无提高。
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公开(公告)号：CN110134914B
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201910401449.1
申请日：2019-05-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/15
Abstract: 本发明实施例公开了一种规划敏捷卫星二维姿态机动成像任务的方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：根据卫星在任务规划时段的轨道参数以及所有目标的特征参数获取所述卫星针对所有目标中每个目标的约束判定参数；相应于所述目标的约束判定参数符合设定的约束判定条件，将所述目标确定为可成像目标；根据所有可成像目标生成成像目标序列；根据所述卫星在研制阶段设置的机动能力信息对所述成像目标序列中的可成像目标按照设定的筛选策略进行筛选，获得筛选后的成像目标序列；其中，所述筛选后的成像目标序列中的成像目标为所述卫星的需要进行二维姿态机动成像任务的目标。
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公开(公告)号：CN110134914A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910401449.1
申请日：2019-05-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/15
Abstract: 本发明实施例公开了一种规划敏捷卫星二维姿态机动成像任务的方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：根据卫星在任务规划时段的轨道参数以及所有目标的特征参数获取所述卫星针对所有目标中每个目标的约束判定参数；相应于所述目标的约束判定参数符合设定的约束判定条件，将所述目标确定为可成像目标；根据所有可成像目标生成成像目标序列；根据所述卫星在研制阶段设置的机动能力信息对所述成像目标序列中的可成像目标按照设定的筛选策略进行筛选，获得筛选后的成像目标序列；其中，所述筛选后的成像目标序列中的成像目标为所述卫星的需要进行二维姿态机动成像任务的目标。
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公开(公告)号：CN107678332A
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201710852057.8
申请日：2017-09-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B19/042 , G01C5/06 , G01C21/18
Abstract: 一种基于惯性导航的快响应火箭投放系统及投放方法，本发明涉及基于惯性导航的快响应火箭投放系统及投放方法。本发明为了解决现有无人机投放系统的载重量小、续航时间短、单机成本比较高、要求操作人员操作水平高、对地面的侦查不够详尽，现有火箭投放系统对投放系统的控制精度较低、地面侦查小车越野能力弱的问题。本发明系统包括：头锥、载物舱、推进舱和全地形履带车；本发明投放系统的飞行过程在1分钟内完成；从装配系统到完成任务用时在5分钟内。本发明设计的推进舱最多可配置19枚C级发动机，载物舱最大载荷可达2KG。本发明系统的成本为600元，远远低于目前市面上几千元的主流无人机。本发明用于物资投放与远程侦察领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119218446A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411601146.1
申请日：2024-11-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种低轨星座面内相对相位机动时间最优控制方法，属于航天器动力学控制技术领域。本发明针对现有大气差分拖曳控制策略优化方法未考虑相对相位机动过程中轨道高度变化的影响，以及无法达到机动控制时间最短的问题。包括根据卫星真近角动力学方程获得控制时间步长的真近角角速度变化量；结合与卫星迎风面积及姿态控制命令的对应关系，设置卫星命令矩阵；根据控制时间最短的优化目标，控制所需时间具有应当随优化缩短这一特征，设计利用变长度遗传算法进行控制策略优化的方法，同时设计了基于模拟退火算法在解空间中进行单点优化的序列优化算法；将序列优化与控制策略优化嵌套耦合，得到时间最优命令矩阵。本发明用于低轨星座中卫星的控制。
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公开(公告)号：CN118192655A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410291922.6
申请日：2024-03-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种基于数据预测的空间非合作目标姿态接管抗扰控制方法，属于空间非合作目标姿态控制领域。本发明针对现有接管控制方法建模精度差，对大偏置与周期性干扰抗扰性能差的问题。包括由组合体姿态运动学方程和动力学方程得到组合体状态方程，再得到离散线性化状态方程；再变形得到包含未知动力学参数的变形后动力学方程；结合历史数据建立未知动力学参数关系式，对未知动力学参数进行辨识，并对干扰力矩的变化进行预测，得到组合体状态预测模型；更新离散线性化状态方程；再建立考虑干扰力矩预测值的成本函数和服务卫星飞轮控制力矩约束模型，求解服务卫星飞轮控制力矩，用于非合作目标姿态控制。本发明用于空间非合作目标姿态接管抗扰控制。
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公开(公告)号：CN115465475B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211359727.X
申请日：2022-11-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质，属于卫星应用技术领域，包括：在探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当探测卫星与第一目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，探测卫星对目标卫星依次进行探测；当第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，探测卫星利用地球扁率摄动从第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当探测卫星与第二目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于第二目标轨道面上目标卫星依次进行探测；直至所有目标卫星完成探测，探测任务结束。该逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星逆向飞行时对所有目标卫星的抵近交会探测。
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公开(公告)号：CN113060305B
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202110315882.0
申请日：2021-03-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24 , G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/00 , G06F111/10 , G06F119/12
Abstract: 本发明实施例公开了一种基于能量最优的轨道转移方法、装置及存储介质；该方法可以包括：根据起始时刻卫星所处的初始轨道运动参数和设定的轨道转移任务指定的目标轨道运动参数，按照递推时间步长分别对初始轨道和目标轨道进行轨道递推以获取所述卫星在由所述起始时刻和设定的转移时长所确定的转移期间内从所述初始轨道转移至所述目标轨道过程中的开始转移和转移结束的离散位置及对应的速度；根据选取时间步长从所述轨道转移过程中的开始转移和转移结束的离散位置中选取备选转移轨道的相关参数，并计算对应的总速度增量；基于总速度增量以及设定的总速度增量阈值范围，从所述备选转移轨道相关参数中选取候选范围；采用设定的模拟退火优化算法，在候选范围中搜索使得目标函数最小的转移轨道。
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公开(公告)号：CN114313313A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111501700.5
申请日：2021-12-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明实施例公开了一种全电推进小卫星初始布轨至圆轨道的方法、装置及介质；该方法可以包括：通过高斯摄动方程计算获取卫星处于初始椭圆轨道时用于保持远地点高度不变且抬升近地点高度所需的控制推力角；基于远地点附近对称推进策略，根据卫星的电推进发动机的每轨工作时长计算每轨的工作起止时刻；根据所述控制推力角所确定的推力加速度获取卫星的每轨所抬升的近地点高度增量，直至卫星达到目标轨道高度。
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