公开(公告)号：CN105786755A

公开(公告)日：2016-07-20

申请号：CN201610179697.2

申请日：2016-03-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 耿云海 ,  夏开心 ,  韦明川 ,  陈健 ,  龚肇沛 ,  吴凡 ,  苗悦

IPC: G06F15/163 ,  G06F11/30 ,  G06F11/20 ,  G06F11/16

CPC classification number: G06F15/163 ,  G06F11/1625 ,  G06F11/2033 ,  G06F11/2035 ,  G06F11/3058

Abstract: 一种高集成的纳卫星星载计算机系统，涉及纳卫星星载计算机系统设计，目的是为了满足纳卫星的发展需求。本发明包括两个星载计算机，每个星载计算机连接一套姿态控制组件，每个星载计算机中的姿态数据敏感模块用于采集板内姿态敏感器数据；姿态控制输出模块用于根据单片机模块的指令对外输出控制信号；输入输出接口集成模块为星载计算机的对外接口；状态监测模块用于监测星载计算机自身的工作状态；数据管理模块用于内存管理、遥测数据管理以及工作状态数据管理；每个星载计算机均通过现场总线将自身的姿态敏感器数据和工作状态数据发送给另一个星载计算机。本发明能够提高计算机系统的可靠性及姿态控制精度，适用于纳卫星系统。

公开(公告)号：CN104590584B

公开(公告)日：2015-12-02

申请号：CN201410828272.0

申请日：2014-12-26

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 李化义 ,  曹喜滨 ,  陈健 ,  李冬柏 ,  王峰 ,  张健 ,  孙兆伟 ,  徐国栋 ,  耿云海 ,  沈旭晨

IPC: B64G1/10

Abstract: 卫星在轨嵌入式测试系统，属于卫星测试技术领域。本发明解决了现有的卫星在轨测试中存在测试时间长的问题。本发明的技术要点为：卫星发射入轨进入在轨测试模式后，首先执行飞行程序执行结果检查模块，若飞行程序执行结果正常，则执行设备状态检查模块，否则卫星由测试模式进入安全模式；若设备状态检查模块检查设备状态正常，则执行工作状态建立模块，否则执行设备故障处理模块；若工作状态建立模块建立工作状态正常，则执行任务执行结果检查模块，否则卫星由测试模式进入安全模式；若执行任务执行结果检查模块检查结果正常，则在轨测试结束，否则卫星由测试模式进入安全模式。本发明主要适用于卫星入轨后的快速测试。

公开(公告)号：CN104794360A

公开(公告)日：2015-07-22

申请号：CN201510220864.9

申请日：2015-05-04

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 陈健 ,  曹喜滨 ,  徐国栋 ,  李化义 ,  王峰 ,  耿云海

IPC: G06F19/00

Abstract: 航天器的在轨自主状态评估系统及其评估方法，属于航天器部件故障定位领域。现有的航天器设备的故障定位及性能变化趋势的评估方法存在精确度低的问题。一种航天器的在轨自主状态评估系统的评估方法，利用工程参数评价模块、部件状态评估模块、卫星状态评估模块实现的状态评估方法通过以下步骤实现：工程参数评价器对工程参数评价模型库中所有工程参数进行评价，获取工程参数评价值；综合得到的与各部件相关的所有工程参数评价值，部件状态评估器对当前航天器部件进行状态评估获取部件状态评估值；步骤三、综合航天器所有部件状态评估值并结合航天器可靠性模型，利用卫星状态评估器计算航天器的状态评估值，以获取航天器卫星状态评估值。

公开(公告)号：CN104590584A

公开(公告)日：2015-05-06

申请号：CN201410828272.0

申请日：2014-12-26

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 李化义 ,  曹喜滨 ,  陈健 ,  李冬柏 ,  王峰 ,  张健 ,  孙兆伟 ,  徐国栋 ,  耿云海 ,  沈旭晨

IPC: B64G1/10

Abstract: 卫星在轨嵌入式测试系统，属于卫星测试技术领域。本发明解决了现有的卫星在轨测试中存在测试时间长的问题。本发明的技术要点为：卫星发射入轨进入在轨测试模式后，首先执行飞行程序执行结果检查模块，若飞行程序执行结果正常，则执行设备状态检查模块，否则卫星由测试模式进入安全模式；若设备状态检查模块检查设备状态正常，则执行工作状态建立模块，否则执行设备故障处理模块；若工作状态建立模块建立工作状态正常，则执行任务执行结果检查模块，否则卫星由测试模式进入安全模式；若执行任务执行结果检查模块检查结果正常，则在轨测试结束，否则卫星由测试模式进入安全模式。本发明主要适用于卫星入轨后的快速测试。

公开(公告)号：CN104267424A

公开(公告)日：2015-01-07

申请号：CN201410577965.7

申请日：2014-10-24

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 徐国栋 ,  李鹏飞 ,  董立珉 ,  陈健 ,  齐琪 ,  宋佳凝

IPC: G01T1/00

Abstract: X射线全向探测器，涉及X射线探测、X射线脉冲星导航以及天文观测领域。它是为了解决现有X射线探测器存在体积大、功耗大的问题。本发明包括n个敏感单元检测电路，n为正整数，每个敏感单元检测电路包括第一nMOS管、光敏二极管、非门放大电路、门限检测电路和OD电路。本发明主要针对高精度的脉冲星信号到达时间测量而提出X射线探测器，利用CsI闪烁体将X射线光子转换为可见光，通过光电二极管实现光电信号转换，将电信号经放大后作为X光信号的检测输出。本发明适用于X射线探测、X射线脉冲星导航以及天文观测领域。

公开(公告)号：CN103954289A

公开(公告)日：2014-07-30

申请号：CN201410213665.0

申请日：2014-05-20

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 王峰 ,  陈雪芹 ,  李冬柏 ,  李化义 ,  陈健 ,  董立珉 ,  耿云海

IPC: G01C21/24

CPC classification number: 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。

公开(公告)号：CN102081702B

公开(公告)日：2012-11-21

申请号：CN201010614141.4

申请日：2010-12-30

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 陈健 ,  李冬柏 ,  邢雷 ,  董立珉 ,  徐国栋

IPC: G06F19/00

Abstract: 本发明公开了一种试验卫星的试验任务执行和操作方法，其包括以下步骤：从地面发送试验任务指令控制卫星试验任务的执行，其中试验任务指令包括试验任务、试验任务开始执行时间和试验任务结束执行时间；将当前星上时间和试验任务开始执行时间进行比对，当二者时间相同时，开始执行试验任务，并通过电子盘记录得到的试验数据；将当前星上时间和试验任务结束执行时间进行比对，当二者时间相同时或电子盘的数据存储区记录满时停止执行试验任务；从地面通过发送遥测选择指令，将电子盘的数据存储区中的试验数据传输到地面。

公开(公告)号：CN102025452B

公开(公告)日：2012-07-04

申请号：CN201010591195.3

申请日：2010-12-16

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 董立珉 ,  徐国栋 ,  曹喜滨 ,  施梨 ,  曹星慧 ,  李化义 ,  林晓辉 ,  陈健

IPC: H04L1/00

Abstract: 一种基于SOC及RFIC的微型变速率通信模块及通信方法，属于航天应用领域，本发明为解决现有编队飞行的卫星间通信无法保证可靠性和有效性问题。本发明所述变速率通信模块包括低噪声放大器及功放模块、射频集成电路和SOC处理器。基于上述模块的通信方法：作为发射端的通信模块的工作模式为直接模式，并且对发送数据按曼彻斯特码进行编码，作为接收端的工作模块为直接模式，发送端的数据发射过程为：根据通信所需码速率及最高码速率计算出每一位的重复次数N0，将每一位调制并发送N0次后，再发送下一位，直至整帧数据发送完成；接收端的数据接收过程为：解调；预处理；位同步，得到与发送端相同的数据。

公开(公告)号：CN101833535B

公开(公告)日：2011-12-28

申请号：CN201010159514.3

申请日：2010-04-29

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙兆伟 ,  曹喜滨 ,  刘源 ,  邢雷 ,  兰盛昌 ,  赵丹 ,  徐国栋 ,  张世杰 ,  陈健 ,  杨正贤 ,  叶东 ,  董晓光

IPC: G06F15/76

Abstract: 一种用于可重构星载计算机的具有抗辐射功能的有限状态机，它涉及航天航空技术领域，它解决了传统的可重构星载计算机对空间辐射缺乏抵抗能力，而使可重构星载计算机整体功能失效的问题。本发明的有限状态机包括FPGA、计数器电路和定时器电路，FPGA由选择器、寄存器、汉明码校验电路、开关电路和片内双端口RAM组成，定时器电路分别与计数器电路、选择器和开关电路连接， 所述计数器电路还与选择器连接，所述选择器还与汉明码校验电路、片内双端口RAM和寄存器连接，所述寄存器还与片内双端口RAM连接，所述片内双端口RAM还与汉明码校验电路连接，所述汉明码校验电路还与开关电路连接。本发明适用于可重构星载计算机。

公开(公告)号：CN102175248A

公开(公告)日：2011-09-07

申请号：CN201110027004.5

申请日：2011-01-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 徐国栋 ,  潘瑞 ,  兰盛昌 ,  丁玉叶 ,  曹星慧 ,  陈健

IPC: G01C21/24

Abstract: 基于单粒子效应的脉冲星信号探测器。它涉及数据处理技术领域，它解决了现有探测器低压力高真空、低温环境的支持的缺陷，探测面积过大的难题。它包括由M+1个寄存器单元组成寄存器单元阵列和由M个加法器组成加法器阵列；第一和第二寄存器单元输出端分别连第一加法器第一和第二输入端，第一加法器输出端连第二加法器第一输入端，第三寄存器单元输出端连第二加法器第二输入端，第一加法器进位输出端连第二加法器低位进位输入端，类推，第m加法器输出端连第m+1加法器第一输入端，第m+2寄存器单元输出端连第m+1加法器第二输入端，第m加法器进位输出端连第m+1加法器低位进位输入端，1＜m＜M；第M加法器输出端为最终结果输出端。应用于探测航天器导航的脉冲星信号。