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公开(公告)号：CN102081585A
公开(公告)日：2011-06-01
申请号：CN201010614143.3
申请日：2010-12-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种试验卫星用RS485双总线通信方法，其包括以下步骤：将星载计算机作为主机，将下位机和测控应答机作为从机，采用第一RS485总线和第二RS485总线分别连接在主机和从机之间；主机通过第一RS485总线和第二RS485总线对从机进行轮巡访问，各个从机在接收到主机发送的命令帧后通过第一RS485总线和第二RS485总线发送应答帧；主机接收应答信号后通过第一RS485总线和第二RS485总线向从机传输数据帧。
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公开(公告)号：CN101886958A
公开(公告)日：2010-11-17
申请号：CN201010241000.2
申请日：2010-07-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01L3/00
Abstract: 飞轮自动化稳态损耗转矩测试方法，涉及一种飞轮稳态损耗转矩的测试方法，解决传统的飞轮稳态损耗转矩测试中采用人工控制飞轮转速，导致飞轮稳态损耗转矩存在较大误差及飞轮采用转速模式转动无法模拟真实卫星姿态的问题。本发明所述的飞轮自动化稳态损耗转矩测试方法：一、控制计算机设定输出转矩，调整飞轮自身转速并达到预先设定的目标转速；二、控制计算机发送零转矩指令给飞轮，飞轮失去转矩，在惯性的作用下继续旋转；三、控制计算机遵循损耗转矩测试算法，调整飞轮施加转矩，获得飞轮稳态损耗转矩。本发明实现了自动化测试飞轮稳态损耗转矩，用于飞轮稳态损耗转矩测试。
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公开(公告)号：CN119109503A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411264696.9
申请日：2024-09-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04B7/185
Abstract: 本公开提供了一种基于卫星分簇的协同波束调度方法、装置、设备及介质；所述方法包括：根据由所有卫星星簇的平均通信能力对应的基准业务量为每个卫星星簇确定对应的服务区域；针对每个卫星星簇中的每个卫星，将所述卫星对服务小区的可见时间段信息、所述卫星所属的卫星星簇内的所有卫星的工作状态信息以及所述卫星所属的卫星星簇对应的服务区域内的所有服务小区的业务量信息输入至深度Q网络DQN模型，以通过所述DQN模型的输出获得所述卫星为可见的服务小区进行跳波束调度的方案。
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公开(公告)号：CN118753526B
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411247182.2
申请日：2024-09-06
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本公开提供了一种基于燃料最优的小推力在轨维持方法、装置、设备及介质，属于航天器轨道动力学与控制技术领域，该方法可以包括：基于卫星的初始轨道状态在设定的外推时长获得每个外推时间点对应的预测轨道状态；根据每个外推时间点对应的预测轨道状态获取每个外推时间点的密切轨道根数；基于所有外推时间点的密切轨道根数分别与标定轨道的平均根数的差值，从所有外推时间点中选取目标外推时间点；根据目标外推时间点的密切轨道根数获取卫星的轨道机动段的起始点轨道状态，根据起始点轨道状态通过遗传算法获得卫星的轨道机动段的终止点轨道状态；利用轨道机动段的终止点轨道状态获得燃料最优的用于小推力在轨维持的推力序列。
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公开(公告)号：CN118897475A
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202411397301.2
申请日：2024-10-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本公开涉及航天器控制技术领域，公开了一种单柔性太阳翼航天器的控制方法、装置、设备及介质，用于解决航天器的控制精度较低的问题，单柔性太阳翼航天器的控制方法可以包括：根据航天器的几何参数建立航天器模型；确定作用在航天器上的外力，并根据外力确定航天器的动力学模型；确定航天器模型中的压电驱动器对应的压电驱动器模型，并基于压电驱动器模型更新动力学模型；对更新后的动力学模型进行离散化处理得到离散化动力学模型；根据离散化动力学模型设计非线性控制算法，以对航天器进行控制。能够提升对航天器的控制精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105005312B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201510367515.X
申请日：2015-06-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，属于卫星机动轨迹规划领域。现有的规划轨迹确定方法不能充分利用执行机构的机动能力，且不能保证机动时间最短的问题。一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，设定与目标姿态对应的目标坐标系，计算卫星由初始姿态机动至目标姿态的欧拉轴em和转角Φm；获得规划轨迹的最大角加速度和最大角速度的约束方程；由表示获得受飞轮最大角动量限制的计算使机动时间tm取最小值时规划轨迹的最大角速度并通过规划轨迹的最大角速度求出规划轨迹的最大角加速度本发明能够保证规划轨迹充分利用飞轮的能力，以使机动时间最短。
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公开(公告)号：CN103954289B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201410213665.0
申请日：2014-05-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种光学成像卫星敏捷机动姿态确定方法，涉及卫星姿态确定领域。解决了现有卫星姿态确定方法在确定计算过程中，卫星姿态大角度机动初期产生大的振动，这种振动降低了卫星的姿态控制精度，导致光学卫星成像任务无法顺利进行的问题。该方法包括以下步骤：步骤一、根据卫星姿态运动学方程获得系统状态方程和观测方程；步骤二、根据系统状态方程和观测方程获得卡尔曼滤波器的增益矩阵；步骤三、利用卡尔曼滤波器并根据卡尔曼滤波器的滤波参数的变化实现敏捷机动姿态确定。本发明适用于确定卫星敏捷机动姿态。
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公开(公告)号：CN103064300B
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201310033920.9
申请日：2013-01-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 卫星闭环测试系统数据自主判读处理装置及其处理方法，涉及数据自主判读处理装置及其处理方法。它为解决传统对测试数据进行判读方法可能存在由于系统中误差积累导致测试数据超出制定的判读准则设定的阈值，导致不正确的判读的问题。卫星闭环测试单元的控制电压数据输出端与测试数据模拟单元的控制电压数据输入端相连；卫星闭环测试单元的飞轮转速数据输出端与测试数据模拟单元的飞轮转速数据输入端相连；阈值判读器的测试端阈值判读数据输入端与卫星闭环测试单元的测试端阈值判读数据输出端相连；阈值判读器的模拟端阈值判读数据输入端与测试数据模拟单元的模拟端阈值判读数据输出端相连。它可用于实现卫星闭环测试数据的自主判读。
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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
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。
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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
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。
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