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公开(公告)号：CN119166972A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411307637.5
申请日：2024-09-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种敏捷卫星对地观测时间窗口计算方法，属于卫星对地观测技术领域。本发明针对现有通过轨道递推计算敏捷卫星对地观测时间窗口的方法由于计算量大而难以实现在轨长时间任务规划的问题。包括根据对地观测卫星的轨道六根数和飞行时间，考虑J2摄动进行轨道递推，考虑地球自转影响将位置矢量转化为地理经纬度，建立星下点轨迹关于时间的解析表达式；根据卫星星下点轨迹表达式，筛选出与地面目标纬度相等的时刻，并判断此时是否满足相对距离约束，从而估计出具备观测条件的时刻；根据卫星指向目标的相对位置矢量计算观测姿态角，考虑最大滚转角和俯仰角约束，在估计时刻附近迭代求解过顶时刻和观测时间窗口。本发明用于计算卫星对地观测时间窗口。
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公开(公告)号：CN117922850B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410315963.4
申请日：2024-03-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种自旋探测卫星的姿态控制方法，属于卫星姿态控制领域。本发明针对卫星高速自旋过程中难以获得完整姿态参数以及存在干扰力矩影响卫星姿态控制精度的问题。包括：建立卫星动力学方程并转换为状态空间方程；设计两层线性级联状态观测器，其中第一层线性状态观测器用于观测获取卫星的当前角速度估计值和当前干扰量估计值；第二层状态观测器基于第一层线性状态观测器的观测结果观测第一层线性状态观测器的跟踪误差；再由当前干扰量估计值和其跟踪误差计算得到卫星内外总干扰力矩估计值；采用表征自旋轴方向的姿态参数设计PD控制律，并补偿卫星内外总干扰力矩估计值计算得到控制力矩，用于当前周期的卫星姿态控制。本发明方法用于卫星的姿态控制。
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公开(公告)号：CN118145021A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410561712.4
申请日：2024-05-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本公开提供了一种基于气动力的平板式卫星姿轨控制的方法、装置及介质。涉及卫星姿轨控制技术领域。该方法包括：根据引入气动阻力的双平板式卫星的相对运动动力学模型以及双平板式卫星的相对位置获得双平板式卫星的相对加速度；根据双平板式卫星的相对加速度获取双平板式卫星之间的差动气动加速度；根据差动气动加速度以及双平板式卫星的相对位置矢径获取线性化的输入控制量；以相对位置和相对速度作为状态变量，基于线性化的输入控制量设计具有反馈增益矩阵的状态反馈控制器；根据线性二次调节器求解出最优的反馈增益矩阵，以获得对追赶平板式卫星进行姿轨控制的最优的状态反馈控制器。实现了基于气动力对两个平板卫星的相对运动进行控制。
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公开(公告)号：CN112926268B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202110261950.X
申请日：2021-03-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06F30/15 , B64G1/10 , B64G1/24 , G06F111/04 , G06F111/06
Abstract: 本发明实施例公开了一种用于扁平式结构卫星的磁力矩器的设计方法及磁力矩器组，所述方法包括：基于多根磁棒的串并联连接方式，利用含罚函数的多维粒子群算法进行优化计算以获取不同型号的备选漆包线对应的性能指标J以及符合约束条件的优化参数；根据漆包线对应的性能指标J，从所述备选漆包线中选择性能指标J最小的漆包线作为用于设计所述磁力矩器的目标漆包线；基于所述目标漆包线及所述目标漆包线对应的优化参数，采用径向横截面为平面六角密堆积的排布方法形成占据最小空间面积的所述磁力矩器。
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公开(公告)号：CN115465475A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211359727.X
申请日：2022-11-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于大规模星座的逆轨交会探测方法、装置及存储介质，属于卫星应用技术领域，包括：在探测卫星与目标卫星以相反的飞行方向飞行时，当探测卫星与第一目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时，探测卫星对目标卫星依次进行探测；当第一目标轨道面上的所有目标卫星依次完成探测后，探测卫星利用地球扁率摄动从第一探测轨道面转移至第二探测轨道面，并当探测卫星与第二目标轨道面上目标卫星之间的抵近距离处于设定的探测距离范围时对处于第二目标轨道面上目标卫星依次进行探测；直至所有目标卫星完成探测，探测任务结束。该逆轨交会探测方法用于探测卫星与目标卫星逆向飞行时对所有目标卫星的抵近交会探测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112357121B
公开(公告)日：2022-04-29
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：CN118311616B
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202410470057.1
申请日：2024-04-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本公开涉及航天器状态估计技术领域，公开了平板式卫星的状态估计方法、装置、设备及介质，用于解决无法实现平板式卫星状态与干扰力矩的同时估计的问题，方法包括：建立平板式卫星的相关坐标系，并确定系统状态方程；将系统状态方程中的角速度通道分离，并获取非线性角速度观测值；根据观测值和系统状态方程确定局部线性化方程；基于局部线性化方程中的干扰传递方程计算初始动态干扰力矩和初始估计误差协方差矩阵；确定目标动态干扰力矩、中间估计误差协方差矩阵、耦合系数、无干扰状态时的系统状态参数的参考状态估计值和参考估计误差协方差矩阵；并基于此确定目标状态估计值、目标估计误差状态矩阵。能够同时估计平板式卫星的状态与干扰力矩。
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公开(公告)号：CN118182875B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410606121.4
申请日：2024-05-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/44
Abstract: 本公开实施例公开了一种用于平板式卫星的帆板的同步展开设计方法及系统，涉及卫星结构技术领域；该同步展开设计方法包括：在第一子帆板、第二子帆板以及第三子帆板的展开过程中，获取第一子帆板、第二子帆板以及第三子帆板各自的第一展开角度分别与对应的扭簧的刚度系数之间的第一对应关系；当第一展开角度为第一子帆板、第二子帆板以及第三子帆板同步展开时的第二展开角度时，基于第一对应关系，获取第一子帆板、第二子帆板以及第三子帆板对应的扭簧的刚度系数。通过本公开实施例提供的同步展开设计方法能够实现第一子帆板、第二子帆板以及第三子帆板同步展开。
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公开(公告)号：CN117922850A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410315963.4
申请日：2024-03-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种自旋探测卫星的姿态控制方法，属于卫星姿态控制领域。本发明针对卫星高速自旋过程中难以获得完整姿态参数以及存在干扰力矩影响卫星姿态控制精度的问题。包括：建立卫星动力学方程并转换为状态空间方程；设计两层线性级联状态观测器，其中第一层线性状态观测器用于观测获取卫星的当前角速度估计值和当前干扰量估计值；第二层状态观测器基于第一层线性状态观测器的观测结果观测第一层线性状态观测器的跟踪误差；再由当前干扰量估计值和其跟踪误差计算得到卫星内外总干扰力矩估计值；采用表征自旋轴方向的姿态参数设计PD控制律，并补偿卫星内外总干扰力矩估计值计算得到控制力矩，用于当前周期的卫星姿态控制。本发明方法用于卫星的姿态控制。
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公开(公告)号：CN116050070A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211559907.2
申请日：2022-12-06
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明实施例公开了一种环扫成像卫星的起旋控制方法、装置及介质；该方法可以包括：根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得用于描述自旋轴指向的参数w的参考值wr；起旋阶段：在不引入用于描述绕自旋轴转动角度的参数z的情况下，利用第一参考值wr所得到的参数w误差we以及角速度误差ωe设计用于起旋控制的第一控制律，并在起旋稳定后切换至自旋角度控制阶段；自旋角度控制阶段：利用将切换时的参数z的值作为参数z的参考值zr的初始值，并根据(w,z)参数构建的运动学方程以及以刚性模型构建的动力学方程通过对时间积分获得后续参考值zr；根据所述参数z的参考值zr引入参数z的误差ze，根据所述参数z的误差ze以及所述第一控制律设计用于自旋角度控制的第二控制律。
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