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公开(公告)号：CN111366136A
公开(公告)日：2020-07-03
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。包括以下步骤：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。本发明提出了三种不同的环扫成像模式，每种成像模式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能力、存储能力、数传能力的要求。
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公开(公告)号：CN108151711B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201710118991.7
申请日：2017-03-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C11/02
Abstract: 一种光学卫星环扫超宽幅成像方法，属于卫星成像技术领域。解决了低轨小卫星米级分辨率，无法满足千公里级成像覆盖宽度的问题。本发明根据在垂直卫星飞行方向上的地面成像覆盖所需要的宽度W和卫星轨道的高度h，计算面阵相机最外侧视场与卫星对地指向轴之间角度θ1；根据面阵相机最外侧视场与卫星对地指向轴之间角度θ1将面阵相机安装在卫星的侧面；根据卫星的探测器的最小曝光时间T和所述卫星的最差地面像元分辨率r，计算卫星允许的最大旋转角度ωmax；择卫星旋转速度ω
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公开(公告)号：CN104883392A
公开(公告)日：2015-09-02
申请号：CN201510201781.5
申请日：2015-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: H04L67/28 , H04L65/1073 , H04L65/4069
Abstract: 一种基于构件代理模块的航天器接口适配器及采用该适配器实现的数据交互方法，涉及航天适配器领域。本发明是为了解决现有的航天器对其接口的管理使用普遍采用显示调用的方法，采用这种方法各设备接口不统一，使得设备管理与使用不灵活，构件代理模块对设备的访问不方便，导致通用性差的问题。本发明所述的设备管理单元用于配置设备接口，实现对设备的接口注册、配置ID和发布/订阅主题的信息，构件代理模块用于根据设备管理单元对设备接口注册、配置ID和发布/订阅主题的信息以构件形式向总线注册接口和发布/订阅主题。它可用于连接航天器。
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公开(公告)号：CN104869072A
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201510201784.9
申请日：2015-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04L12/775 , H04L12/741
CPC classification number: H04L45/74
Abstract: 一种基于构件化模块的航天器总线路由器，涉及一种航天器总线路由器。解决了现有航天器因多总线并存形式带来总线间通信困难，导致通信效率低的问题。所述总线路由器包括总线注册管理模块和中间构件数据交换模块，且总线路由器通过多条总线分别与N个构件进行通信，N为正整数，总线注册管理模块，用于管理航天器总线注册，提取总线构件主题，根据总线构件主题管理总线间构件通信映射表，注册中间构件；中间构件数据交换模块包括多个中间构件，用于实现中间构件间的数据交换。主要用在航天器领域的信息通信上。
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公开(公告)号：CN104467946A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410577984.X
申请日：2014-10-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04B7/185 , H04B1/7073
CPC classification number: H04B7/18528 , H04B1/7073
Abstract: 具有测控及中心计算机功能的智能核心系统，涉及快速航天器平台设计领域。解决了小卫星综合电子系统中，测控应答机及中心计算机存在体积大、重量重和功能密度低的问题。具有测控及中心计算机功能的智能核心系统包括两个数据传输处理系统、接口模块和供配电模块，每个数据传输处理系统包括射频通道模块和数据管理模块，所述射频通道模块用于接收射频信号，并对接收到的射频信号进行处理生成基带数据流，实现射频信号与基带数据之间的转换，数据管理模块用于根据射频信号遥控遥测终端及计算机，射频通道模块与数据管理模块通过接口模块实现数据交互，供配电模块用于向射频通道模块和数据管理模块发送加电指令或断电指令。本发明适用于小卫星系统通信。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102542357B
公开(公告)日：2014-10-22
申请号：CN201110442320.9
申请日：2011-12-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及一种卫星电性能测试序列的优化方法。该方法包括：步骤1：将测试任务划分为m个测试模块；确定每个所述测试模块Ai所对应的si个测试序列步骤2：确定每个所述测试序列aij所对应的测试时间tij、工作量wij以及该测试序列的优化目标列向量cij＝[cij1，cij2，...，cijp]-1；步骤3：确定各测试序列aij的状态量xij，使受约束的优化方程符合所述测试任务的p个优化目标的要求；所述优化方程为：使CX取得最大值，所述优化方程的约束条件为：且步骤4：求解所述优化方程，得到需要执行的测试序列。本发明能在测试时间和工作量均受约束的情况下确定和优化卫星电性能的测试序列。
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公开(公告)号：CN101886958B
公开(公告)日：2012-03-21
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：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：CN102035565A
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN201010587332.6
申请日：2010-12-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于RFIC的微型射频通信模块，属于航天应用领域，本发明为解决现有卫星星地及星间通信系统存在体积大、重量重、功耗大、功能密度低的问题。本发明的处理器发射信号端与射频发射模块的发射信号端相连，射频发射模块的输出端与功放模块的输入端相连，功放模块的输出端与环形器的输入端相连，发射信号通过与环形器连接的天线辐射出去；环形器通过天线接收信号，环形器的输出端与低噪声放大器的输入端相连，低噪声放大器的输出端与射频接收模块的输入端相连，射频接收模块的接收信号输入输出端与处理器的接收信号输入输出端相连；DC/DC转换模块的直流电压输出端分别给射频发射模块、射频接收模块、功放模块和低噪声放大器提供工作电源。
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公开(公告)号：CN101923131A
公开(公告)日：2010-12-22
申请号：CN201010301254.9
申请日：2010-02-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01R31/00
Abstract: 卫星电信号监测系统，涉及卫星电信号监测技术。本发明实现了卫星系统的多信号并行监测的目的。本发明采用计数器电路监测多路周期信号和开关量信号，采用数据采集电路采集外部的多路电流信号及电压信号，采用总线监测电路监测多路多种总线数据，采用PCM信号监测电路监测多路PCM信号，总线监测电路、PCM信号监测电路、计数器电路和数据采集电路监测到的所有数据采用LVDS数据传输方式传输给控制器，通过控制器将所有数据发送到局域网LAN中，控制器根据局域网LAN接口接收到的命令参数控制信号发生器产生多路地面模拟信号并输出。本发明比目前主流的GPIB、VXI、PXI三种测试系统可扩展能力更强，环境温度适应能力更好，更适合小卫星测试任务需求。
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