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公开(公告)号：CN111241641A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010047587.7
申请日：2020-01-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/17
Abstract: 本发明实施例公开了一种微小卫星的数字化研制平台，包括：微小卫星数字化设计系统，用于根据任务需求，确定待设计微小卫星的总体指标；根据微小卫星的总体指标，从微小卫星数字化产品库的微小卫星设计模型库中选择出四级结构模型，组成待设计微小卫星的卫星模型，得到待设计微小卫星的设计方案；微小卫星虚拟装配系统，用于按照设计方案，将待设计微小卫星的卫星模型导入，进行虚拟装配，生成装配工艺相关信息；微小卫星虚拟试验系统，用于按照设计方案，从微小卫星数字化产品库的微小卫星分析模型库中，确定出与待设计微小卫星的卫星模型的四级结构模型对应的目标分析模型；基于目标分析模型进行虚拟环境试验，得到虚拟试验结果。
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公开(公告)号：CN111232248A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010093480.6
申请日：2020-02-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法。步骤1：4台推力器喷口位于同一平面内且平行于XOY平面；步骤2：推力器开始轨道控制；步骤3：推力器继续轨道控制；步骤4：轨道控制推力器持续开机信号与姿态测量；步骤5：计算偏差姿态；步骤6：判断X轴、Y轴姿态是否偏差：步骤7：X轴正偏差则T2关机并发送信号，X轴负偏差则T4关机并发送信号，Y轴正偏差则T3关机并发送信号，Y轴负偏差则T1关机并发送信号；步骤8：四个信号与轨道控制推力器持续开机信号叠加，判断点火时长满足否；步骤9：为否重复步骤3-8，为是结束轨道控制。本发明只需要4台对称安装的轨控推力器即可达到同类型6-14台轨控推力器的效果。
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公开(公告)号：CN110111260B
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN201910418080.5
申请日：2019-05-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种规划编队卫星条带拼接成像任务的方法、装置及计算机存储介质。该方法可以包括：根据区域目标的边界点确定观测目标区域；由编队卫星中各卫星的速度及位置信息获取在设定的观测任务时间内各卫星的飞行轨迹，并获取观测目标区域的边界点被观测所需的最小侧摆角及对应的观测时间；按照设定的顺序将观测目标区域规划为多个观测条带，并从编队卫星确定各观测条带对应的观测卫星；根据各观测条带边界对应侧摆角计算获得各观测条带内外边界曲线与观测目标区域边界的交点位置及对应观测时刻，并确定各观测条带对应的观测时长；通过所述观测时刻各观测卫星的速度及位置信息及侧摆角计算获得各观测卫星观测点的经纬度。
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公开(公告)号：CN110375715A
公开(公告)日：2019-10-25
申请号：CN201910635126.9
申请日：2019-07-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C11/00
Abstract: 本发明实施例公开了一种应用于小卫星的广域重点目标确认方法、装置及计算机存储介质；该方法应用于具有至少两个成像相机的小卫星中，其中，第一成像相机的成像分辨率低于第二成像相机成像分辨率，第一成像相机的成像幅宽大于第二成像相机的成像幅宽，第二成像相机指向地心，第一成像相机指向为设定的前视角度，所述方法包括：通过第一成像相机获取低分辨率成像图像；基于所述低分辨率成像图像搜索备选目标；根据任务规划从所述备选目标中确定待识别目标；当所述小卫星到达所述待识别目标上空时，通过第二成像相机获取所述待识别目标所在区域的高分辨率成像图像；基于设定的检测策略在所述高分辨率成像图像中确认所述待识别目标。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109941459A
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201910215592.1
申请日：2019-03-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种卫星构型及卫星。该卫星构型可以包括：若干可拼接的舱段结构，以及用于连接舱段结构的连接杆；所述舱段结构包括对角对称设置的四个主承力梁；相邻主承力梁之间设置有若干横梁；所述主承力梁包括横截面呈L型的主承力部件，以及设置在所述主承力部件两端的用于承载所述横梁的承载平台。通过设置舱段结构的模块化形式，能够根据实际需求配置舱段的数量，并使用连接杆将多个舱段连接便可，便于快速装配，且结构简单，有效的降低安装难度，进而便于根据实际需求对舱段进行拓展。
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公开(公告)号：CN109388906A
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201811278388.6
申请日：2018-10-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及航天器动力学建模技术领域，具体地说是一种基于磁悬浮轴承的柔性航天器动力学模型及建模方法，其设有卫星本体、太阳能电池帆板、姿控飞轮和有效荷载，太阳能电池帆板对称的设置在卫星本体的两侧，太阳能电池帆板经步进电机进行驱动，所述的卫星平台上连接姿控飞轮，特征在于所述的有效荷载经磁悬浮轴承与卫星本体相连接，建模方法步骤如下：步骤一、基本构型描述；步骤二、基本假设；步骤三、坐标系定义；步骤四、各组件运动学描述；步骤五、虚功率计算；步骤六、推导整星系统动力学方程，具有建模方法简便，建模过程简单易懂，便于计算机编程及实现的优点。
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公开(公告)号：CN109033604A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810791140.3
申请日：2018-07-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 本发明提供含旋转载荷的卫星动力学建模及轴承处受力的确定方法，属于卫星姿态动力学技术领域。本发明所述含旋转载荷的卫星动力学建模方法首先对卫星系统建立所需的坐标系；然后由卫星平台动能、轮控系统动能、旋转载荷动能叠加得到卫星系统动能；最后根据卫星系统动能，通过第二类拉格朗日方程得到卫星系统动力学模型。本发明所述含旋转载荷的轴承处受力的确定方法，在建立系统动力学模型的基础上，利用牛顿欧拉定律建立旋转载荷动力学方程，整理并将动力学模型的解算信息代入得到轴承处的受力和力矩。本发明解决了考虑大惯量旋转载荷残余不平衡量时，卫星控制精度受到影响的问题。本发明可用于卫星控制及指导轴承设计。
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公开(公告)号：CN108959796A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810791194.X
申请日：2018-07-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5086 , G06F2217/78
Abstract: 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法，它用于航天器动力学建模领域。本发明解决了在磁悬浮轴承连接下，刚柔耦合的多级多体卫星系统将会受到电磁力的影响，导致系统动力学建模极为复杂的问题。本发明在考虑系统刚柔耦合、磁力耦合的基础上，利用第二类拉格朗日方程原理，分别建立卫星平台和大惯量旋转载荷的动力学方程，能够将柔性太阳帆板振动、轴承电磁力对整个旋转载荷卫星动力学特性的影响体现在模型中，较为简便地完成了动力学模型的建立。本发明可以应用于航天器动力学建模领域用。
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公开(公告)号：CN108762283A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810433629.3
申请日：2018-05-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/244
Abstract: 本发明实施例公开了一种带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及系统。所述卫星平台的姿态控制方法包括：测量卫星平台的实际姿态参数；比对所述实际姿态参数和目标姿态参数，确定姿态偏差；基于所述姿态偏差生成第一控制指令；根据旋转载荷的运动规律参数，确定所述卫星平台重复控制器的学习周期参数；所述重复控制器结合所述学习周期参数及所述第一控制指令，生成第二控制指令；利用所述第二控制指令控制所述卫星平台的姿态。
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