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公开(公告)号：CN102288340A
公开(公告)日：2011-12-21
申请号：CN201110120115.0
申请日：2011-05-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01L3/00
Abstract: 反作用飞轮输出力矩测量电路及其测量方法。它涉及反作用飞轮输出力矩测量领域，它解决了动力学模型计算过程中反作用飞轮输出力矩测量的问题，它的微处理器连通信接口、计数器和整型模块，并采集飞轮转速方向信号和50ms脉冲信号，整型模块采集飞轮转速脉冲信号，计数器还连晶振，通信接口输出动力学计算模块的信号，方法如下：微处理器初始化，计数器初始化，50ms脉冲中断优于飞轮转速脉冲中断；50ms脉冲中断：记录T50，设置flag＝1，退出中断；飞轮转速脉冲中断：一、count值加1，若flag＝1，则进行二，否退出中断；二、读取Tflag，计算当前计算周期内的反作用飞轮转速；三、计算力矩；四、将力矩发送给动力学模型，退出中断。它应用卫星姿态控制系统动态测试。
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公开(公告)号：CN101937195A
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN201010296537.9
申请日：2010-09-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 航天器姿态控制半物理仿真系统，涉及一种航天器控制半物理仿真系统。它解决了现有的航天器姿态控制半物理仿真系统的通用性较差以及系统性较差的问题。它的实时仿真机的仿真信号输入或输出端与星载计算机的仿真信号输出或输入端连接；台上无线通信模块的无线信号输出或输出端与实时仿真机的无线信号输入或输出端连接；地面无线通信模块的信号输出端与数据存储模块的信号输入端连接，数据存储模块的一号数据信号输出端与飞行模拟显示模块的数据信号输入端连接；数据存储模块的二号数据信号输出端与动画及曲线显示模块的数据信号输入端连接。本发明适用于航天器姿态控制的仿真。
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公开(公告)号：CN101499220B
公开(公告)日：2010-09-29
申请号：CN200910071343.6
申请日：2009-01-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G09B25/00
Abstract: 本发明提供了一种模拟航天器上大型推力器的方法及其装置。本发明利用气浮三轴转台模拟航天器本体，控制力矩由若干个安装在气浮三轴转台上不同方向的小型推力器产生的推力形成。气浮三轴转台工作时，即航天器在轨运行时，转台上各方向的小型喷嘴产成的推力根据控制指令将航天器机动到目标位置，通过等效缩比的设计原理，能够实现对真实航天器上大型推力器控制作用的模拟。该方法适用于所有利用气浮转台模拟航天器在轨运行的情况，能够降低航天器上推力器技术的地面仿真验证的成本。
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公开(公告)号：CN117184453A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311319643.8
申请日：2023-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种考虑可视性约束的航天器编队6DOF输出反馈控制方法，属于航天器编队控制领域，本发明为解决现有航天器编队控制存在的问题。本发明该方法包括以下步骤：S1、基于李群SE(3)建立追踪星相对空间失效目标航天器的动力学方程；S2、引入位形误差势函数以获取位形误差矢量；S3、建立可视性约束：构建保证目标时刻处于第k个追踪星的视野中的视场约束，及基于最大观测截面而建立的星间视线遮挡规避约束；S4、设计满足可视性约束的势函数；S5、建立基于李群SE(3)的辅助动力系统；S6、构建基于辅助动力系统的航天器编队6DOF输出反馈控制律：
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公开(公告)号：CN115338865B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202210993124.9
申请日：2022-08-18
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: B25J9/16
Abstract: 本发明提出空间非合作目标包络式抓捕的抓取效果衡量方法。所述抓取效果衡量方法是一个多目标联合算法，所述方法包括虚拟对称点算法抓取和几何算法抓取两部分。所述衡量方法在机械臂接触点形成的抓捕构型分布较为广泛的时候达到最优值，同时保证能够抵御各个方向上的干扰。同时，在配合优化算法进行最优接触构型搜索时，本发明所述的抓取效果衡量算法可用于二维抓取情况与三维抓取情况，具有鞍点少的特点，更容易达到全局最优点。
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Patent Agency Ranking
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：CN111258325A
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN202010074835.7
申请日：2020-01-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明实施例公开了对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。
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公开(公告)号：CN104792340B
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201510249554.X
申请日：2015-05-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，本发明涉及星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法。本发明的目的是为了解决现有星敏感器标定方法不能较好地完成对星敏感器的安装矩阵误差的标定，以及不能定期对星敏感器安装矩阵和导航系统偏差进行标定和校正的问题。按以下方案实现：一：信息θt,m和Xt,m；二：建立姿态信息和轨道参数信息测量模型；三：确定和四：计算和五：求取算术平均值；六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；七：确定Δθ的方向；八：对六进行校正；九：进行姿态确定和轨道参数信息确定；十：每隔N个姿态重新执行。本发明应用于卫星姿态确定技术与卫星导航技术领域。
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公开(公告)号：CN104326093B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410697058.6
申请日：2014-11-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 光学成像小卫星姿态控制系统及工作模式在轨切换方法，属于卫星姿态控制领域，本发明为解决现有光学成像卫星无法简单有效地实现在轨切换的问题。本发明所述光学成像小卫星姿态控制系统，它包括姿态测量敏感器、执行机构和姿态控制器；所述姿态测量敏感器包括太阳敏感器、星敏感器和陀螺；执行机构包括反作用飞轮和磁力矩器。本发明所述光学成像小卫星姿态控制系统的工作模式在轨切换方法，将光学成像小卫星姿态控制系统设置为六种工作模式，分别为：速率阻尼模式、对日捕获模式、对日定向三轴稳定模式、对地定向三轴稳定模式、数传模式和安全模式。本发明用于所有的光学成像小卫星。
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