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公开(公告)号：CN110830482A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911107214.8
申请日：2019-11-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04L29/06
Abstract: 一种部件串行接口的通用驱动系统及方法，解决了现有上位机对卫星部件接口驱动难的问题，属于接口驱动技术领域。本发明包括：获取待驱动部件的配置信息，根据该配置信息确定接口配置信息和协议配置信息；接口配置信息包括接口波特率、字节校验信息和字节停止位长度；协议配置信息包括帧头识别码、帧类型标识长度、帧类型信息、帧长度和帧校验信息；根据接口配置信息对串口寄存器进行设置；将需要发送给部件的数据写入发送寄存器中进行发送；利用接收寄存器接收部件发送的数据包，并根据协议配置信息对接收的数据包依次进行帧头校验和帧类型校验，若检验结果一致，则继续进行数据帧接收和数据帧校验，否则接收新的数据包。
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公开(公告)号：CN110202797A
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201910517898.2
申请日：2019-06-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种薄膜连接的方法，属于薄膜连接技术领域，解决了目前对于表面没有活性或活性弱的薄膜材料的连接问题，它包含利用喷枪在两片待连接薄膜的连接端分别喷涂FEP溶液，FEP即氟化乙烯丙烯共聚物，其中六氟丙烯的含量为10-20%，喷涂宽度为4-10mm；喷涂厚度为3-10μm；将两片喷涂FEP溶液的待连接薄膜同时分三阶段加热，先在预热至150℃的环境中加热2-3min，然后在5 min内升温至230℃再加热2-3min，最后在5 min内升温至330℃再加热2-3min；将加热后的两片待连接薄膜的喷涂面相对进行热压连接，热压温度为300-350℃，热压压力为20-100kpa，热压时间为10-30s；本发明用于连接厚度为1-50μm的薄膜。
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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
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。
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公开(公告)号：CN119394574A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411559175.6
申请日：2024-11-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01M7/08
Abstract: 一种航天器解锁冲击测量模拟试验系统，属于航天器地面试验模拟技术领域。本发明针对航天器火工品冲击解锁试验存在的地面测试成本高且效率低的问题。包括星上测试结构，采用模拟分离螺母与底座固定连接，在底座上端设置楔形垫块以模拟星上压紧滑块组件；采用模拟舱板与底座底端固定连接；模拟分离机构，采用拉断转接框体的底端面与中段具有缺口的模拟螺栓缺口上端面位置对应固定连接，模拟螺栓的下端与模拟分离螺母对应螺纹连接；压力加载模块，采用液压机向拉断转接框体加压产生向上的推力，拉动模拟螺栓产生预紧力；在底座上设置加速度冲击传感器，用于监测模拟分离机构与星上测试结构分离产生的冲击载荷。本发明用于航天器解锁冲击模拟测试。
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公开(公告)号：CN119218446A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411601146.1
申请日：2024-11-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种低轨星座面内相对相位机动时间最优控制方法，属于航天器动力学控制技术领域。本发明针对现有大气差分拖曳控制策略优化方法未考虑相对相位机动过程中轨道高度变化的影响，以及无法达到机动控制时间最短的问题。包括根据卫星真近角动力学方程获得控制时间步长的真近角角速度变化量；结合与卫星迎风面积及姿态控制命令的对应关系，设置卫星命令矩阵；根据控制时间最短的优化目标，控制所需时间具有应当随优化缩短这一特征，设计利用变长度遗传算法进行控制策略优化的方法，同时设计了基于模拟退火算法在解空间中进行单点优化的序列优化算法；将序列优化与控制策略优化嵌套耦合，得到时间最优命令矩阵。本发明用于低轨星座中卫星的控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118192655A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410291922.6
申请日：2024-03-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种基于数据预测的空间非合作目标姿态接管抗扰控制方法，属于空间非合作目标姿态控制领域。本发明针对现有接管控制方法建模精度差，对大偏置与周期性干扰抗扰性能差的问题。包括由组合体姿态运动学方程和动力学方程得到组合体状态方程，再得到离散线性化状态方程；再变形得到包含未知动力学参数的变形后动力学方程；结合历史数据建立未知动力学参数关系式，对未知动力学参数进行辨识，并对干扰力矩的变化进行预测，得到组合体状态预测模型；更新离散线性化状态方程；再建立考虑干扰力矩预测值的成本函数和服务卫星飞轮控制力矩约束模型，求解服务卫星飞轮控制力矩，用于非合作目标姿态控制。本发明用于空间非合作目标姿态接管抗扰控制。
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公开(公告)号：CN116247793A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310076474.3
申请日：2023-01-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种分布式的卫星电源控制系统；所述卫星电源控制系统包括：多个太阳能帆板，用于向星上单机提供电源；多个蓄电池组，用于在无光照时向星上单机提供电源；电源控制器，电源控制器中设置有多个太阳能帆板输入控制模块和多个蓄电池充放电控制模块；其中，太阳能帆板输入控制模块用于控制所述太阳能帆板向供电母线提供设定母线电压的电源；多个蓄电池充放电控制模块用于利用所述供电母线上的电源为对应的蓄电池组进行充电，并在无光照时利用所述蓄电池组存储的电源通过所述供电母线向对应的所述星上单机供给电源；多个供电模块，用于将经所述电源控制器输出的所述设定母线电压的电源经电压转换后供给至对应的所述星上单机。
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公开(公告)号：CN116054377A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310076481.3
申请日：2023-01-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种全分布式卫星电源分系统及控制方法；所述全分布式卫星电源分系统包括：太阳能帆板输入转换装置，所述太阳能帆板输入转换装置用于向供电母线提供设定母线电压的电源，并且通过所述供电母线将所述设定母线电压的电源供给至对应的星上单机；蓄电池充放电控制装置，所述蓄电池充放电控制装置利用所述供电母线上的电源为对应的蓄电池组进行充电，并在无光照时利用所述蓄电池组存储的电源通过所述供电母线向对应的所述星上单机供给电源；多个供电模块，所述供电模块用于将所述太阳能帆板输入转换装置或所述蓄电池充放电控制装置输出至所述供电母线的电源经电压转换后供给至对应的所述星上单机。
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公开(公告)号：CN115866054A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211177286.1
申请日：2022-09-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H04L67/60 , H04L41/14 , H04L43/0852
Abstract: 本发明实施例公开了一种基于带宽服务器的非周期任务调度方法、装置及介质，该方法可以包括：根据单处理器系统中非周期任务的系统状态信息，采用硬常带宽服务器反馈控制算法，构建系统状态动态方程；根据控制器的控制输入、系统状态的实际值、预测值以及残差函数，将所述系统状态动态方程中的未知参数利用最小二乘法进行辨识，以获得所述未知参数的辨识结果；使用均方根误差和判定系数对所述未知参数的辨识结果进行评估，以获得非周期任务的平均响应延迟与非周期任务利用率和服务器带宽之差的最佳匹配函数；利用所述最佳匹配函数，根据非周期任务的利用率动态调节服务器带宽，以获得最小化的非周期任务的平均响应延迟。
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公开(公告)号：CN115465475B
公开(公告)日：2023-03-10
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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