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公开(公告)号：CN119167090A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411307636.0
申请日：2024-09-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F18/214 , G06F18/10 , G06N3/08
Abstract: 一种基于整数规划和信息熵的滑动窗口确定方法，属于机器学习中数据分割技术领域。本发明针对现有滑动窗口长度及步长的选择方法不能动态适应数据的变化特点，影响机器学习中数据分析结果的问题。包括对初始时间序列数据去除野值，得到预处理后时间序列数据总集；设定滑动窗口长度及步长，对时间序列数据总集进行切片得到数据子集；在每次迭代过程中，计算各数据子集与时间序列数据总集的相对互信息熵及相邻数据子集的邻互信息熵；构建优化信息熵函数并求解，使在所有邻互信息熵和最小并且相对互信息熵最大的基础上，信息熵函数最小；同时使滑动窗口长度大于步长并均为整数，得到最优滑动窗口长度和最优步长。本发明可实现对数据的有效分割。
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公开(公告)号：CN115866054B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202211177286.1
申请日：2022-09-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04L67/60 , H04L41/14 , H04L43/0852
Abstract: 本发明实施例公开了一种基于带宽服务器的非周期任务调度方法、装置及介质，该方法可以包括：根据单处理器系统中非周期任务的系统状态信息，采用硬常带宽服务器反馈控制算法，构建系统状态动态方程；根据控制器的控制输入、系统状态的实际值、预测值以及残差函数，将所述系统状态动态方程中的未知参数利用最小二乘法进行辨识，以获得所述未知参数的辨识结果；使用均方根误差和判定系数对所述未知参数的辨识结果进行评估，以获得非周期任务的平均响应延迟与非周期任务利用率和服务器带宽之差的最佳匹配函数；利用所述最佳匹配函数，根据非周期任务的利用率动态调节服务器带宽，以获得最小化的非周期任务的平均响应延迟。
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公开(公告)号：CN117614511A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311583872.0
申请日：2023-11-24
IPC: H04B7/185
Abstract: 一种感知受限的巨星座状态数据对地传输路径规划方法，属于巨星座数据传输路径规划技术领域。本发明针对传统的星地传输链路难以满足星座体积庞大、数据量较多时的监管需求的问题。包括：巨星座数据对地传输拓扑的建立、基于全局信息的路径规划和基于局部信息的路径规划；其中巨星座数据对地传输拓扑建立将巨星座划分为多个拓扑群，并进行星地可见性分析；基于全局信息的路径规划以熵均衡为目标对路径进行优化；基于局部信息的路径规划考虑星上计算能力、感知能力的局限性，对星上数据传输路径进行计算寻优。本发明用于巨星座在数据规模庞大且地面站资源有限情况下的数据对地传输路径规划。
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公开(公告)号：CN117608320A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311583871.6
申请日：2023-11-24
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G06N3/006 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种基于小规模星座的巨星座态势感知任务规划方法，属于巨星座感知技术领域。本发明针对巨星座的态势感知任务提出。包括：构建小规模星座和巨星座J2轨道模型，预测可见时间窗口，获得每个待规划任务的小规模星座时间窗口集合；将每个待规划任务分配到小规模星座中带有最早可见时间窗口的执行卫星上，得到小规模星座任务集合；根据每个待规划任务时长约束、执行卫星充放电规则和执行卫星机动时间约束建立约束模型，设定约束模型的约束条件，并采用二进制鲸鱼优化算法进行迭代计算，得到每颗执行卫星对应的待规划任务基于时间序的任务调度，实现对巨星座态势感知任务的规划。本发明用于对巨星座的态势感知任务规划。
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公开(公告)号：CN115610707B
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211630260.8
申请日：2022-12-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种用于航天器的在轨对接方法和对接系统，涉及航天器装置技术领域，用于提高航天器对接容差，降低功耗。对接方法包括：用于捕获目标航天器的主航天器以光学通讯的方式获得目标航天器的位置信息和姿态信息；安装于主航天器上的主动对接模块中的控制单元依据位置信息和姿态信息控制主航天器靠近目标航天器，以使得目标航天器处于可对接距离范围内；控制单元依据位置信息和姿态信息调节主航天器的姿态，以使得目标航天器处于可对接角度范围内；控制单元依据位置信息和姿态信息驱动主航天器与目标航天器对接，并将目标航天器保持在主航天器上。通过该对接方法能够高容差、高精度、低功耗完成对接。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115371500B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211299666.2
申请日：2022-10-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种星箭载一体化飞行器，属于航天结构设计技术领域；所述星箭载一体化飞行器包括卫星和运载器，所述卫星包括有效载荷、仪器舱、动力控制系统及安装于所述动力控制系统中的贮箱外部上的太阳能帆板，所述运载器包括运载子级一级火箭，运载子级二级火箭，运载子级三级火箭和运载子级末级火箭；其中，所述卫星与所述运载器的运载子级末级火箭共用所述动力控制系统中的贮箱以形成星箭一体化飞行器；所述星箭一体化飞行器被倒置地安装于所述运载子级三级火箭与所述运载子级末级火箭之间的过渡段上，以通过所述有效载荷与所述运载器进行连接。本发明实施例提供的星箭载一体化飞行器能够提升卫星的运载能力和有效载荷的重量占比。
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公开(公告)号：CN114329943B
公开(公告)日：2023-01-24
申请号：CN202111593650.8
申请日：2021-12-23
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F17/16 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明实施例公开了一种基于姿态旋转矩阵的控制性能边界设计方法、装置及介质；该方法包括：根据刚体本体系相对于惯性系的当前姿态旋转矩阵和刚体本体系相对于惯性系的期望姿态旋转矩阵获取针对被控刚体的姿态误差矩阵；根据所述姿态误差矩阵生成姿态误差函数；根据基于姿态旋转矩阵的无穷小转动的表达式计算姿态误差函数的导数；利用叉乘运算和迹运算的性质化简姿态误差函数的导数并导出3维姿态误差向量；根据设定的控制性能要求，对所述姿态误差向量中的每个分量进行不等式约束；利用SO(3)上的平移不变度量将所述对姿态误差向量中每个分量的不等式约束上界转化为对被控刚体在所述控制性能要求下的姿态误差边界，即控制性能边界。
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公开(公告)号：CN115610713A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211631205.0
申请日：2022-12-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种用于航天器的在轨对接装置和对接系统，涉及航天器装置技术领域，用于提高对接容差降低功耗。对接装置安装在用于对接目标航天器的主航天器上，对接装置为杆状机构，对接装置包括控制段、缓冲段以及捕获段，其中，捕获段包括限位模块和能够向任意方向倾斜的捕获模块，捕获模块用于获取目标航天器的姿态信息和位置信息，并通过电磁力与目标航天器对接或分离，限位模块用于对捕获段进行限位；控制段包括控制单元，控制单元用于依据姿态信息和位置信息控制主航天器靠近目标航天器，并向捕获模块发出电磁调节指令以控制捕获模块吸附或排斥目标航天器；缓冲段用于吸收冲击。通过对接装置能够降低对接的精度要求，实现大容差对接。
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公开(公告)号：CN115371500A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211299666.2
申请日：2022-10-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种星箭载一体化飞行器，属于航天结构设计技术领域；所述星箭载一体化飞行器包括卫星和运载器，所述卫星包括有效载荷、仪器舱、动力控制系统及安装于所述动力控制系统中的贮箱外部上的太阳能帆板，所述运载器包括运载子级一级火箭，运载子级二级火箭，运载子级三级火箭和运载子级末级火箭；其中，所述卫星与所述运载器的运载子级末级火箭共用所述动力控制系统中的贮箱以形成星箭一体化飞行器；所述星箭一体化飞行器被倒置地安装于所述运载子级三级火箭与所述运载子级末级火箭之间的过渡段上，以通过所述有效载荷与所述运载器进行连接。本发明实施例提供的星箭载一体化飞行器能够提升卫星的运载能力和有效载荷的重量占比。
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公开(公告)号：CN114996842A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210581531.9
申请日：2022-05-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 一种面向多目标快速响应任务的轨道设计方法，本发明涉及面向多目标快速响应任务的轨道设计方法。本发明的目的是为了解决现有在针对指定地面目标访问的轨道设计任务中，只有针对两个地面目标、三个地面目标的轨道设计方法的问题。过程为：一、给定任务初始时刻、用户指定地面目标点的经、纬度；二、假设在任务初始时刻，设计轨道的星下点轨迹经过目标点1；三、得到初始时刻的参数纬度幅角、升交点赤经；四、得到近地点角距、离心率和瞬时半长轴；五、对于五个地面目标，确定轨道参数，完成5个地面目标单次访问轨道设计；六、对于四个地面目标，确定轨道参数，完成4个地面目标重复访问轨道设计。本发明用于航天器轨道设计领域。
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