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公开(公告)号：CN118250560A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410260431.5
申请日：2024-03-07
IPC分类号： H04N23/667 , H04N17/00
摘要： 本公开提供了一种凝视相机的控制方法、装置及凝视相机，属于航空航天领域技术领域。该方法包括：在凝视相机加电后，检测凝视相机是否存在故障；若存在故障，则将凝视相机的工作模式从待机模式切换为故障控制模式；否则，将凝视相机的工作模式从待机模式切换为三轴稳定控制模式。能够实现对空间目标的近距离观测。
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公开(公告)号：CN114969977B
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202210636164.8
申请日：2022-06-07
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种访问监视空间多个特定相对位置的轨道设计方法，根据相对目标位置R1,R2,R3判断跟随航天器S1与目标航天器S0属于共面情况或异面情况，确定跟随航天器S1的轨道参数；若为共面情况，则根据线性相对运动模型的状态转移矩阵，建立轨道面内的4维方程及周期性重访约束条件的1维方程；若为异面情况，则建立轨道面内的4维方程及轨道面外的2维方程；共面情况下，根据重访约束，分别建立t2、t3与t1的函数关系，使方程组降至1维；异面情况下，根据面外方程，建立t2关于t1、t3的2元函数，使方程组降至2维，得到跟随航天器S1的轨道参数。所述方法只需要给定初始时刻目标航天器的轨道根数和期望的三个待访问相对位置，便可实现跟踪航天器的轨道设计。
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公开(公告)号：CN114415716B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202111555151.X
申请日：2021-12-17
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G05D1/10
摘要： 本发明实施例公开了一种维持星座构型的方法、装置及介质；该方法包括：接收由地面站上注的标称轨道参数和时间戳；当所述卫星在接收到第m次经过设定目标点时，根据上注的标称轨道参数通过递推计算获得自接收到上注时间戳至第m次经过设定目标点的时段内的平均标称轨道参数；根据所述平均标称轨道参数以及第m次经过设定目标点时的卫星轨道参数获取第m次经过设定目标点时对应的轨道偏差量；当经过设定目标点的次数m大于设定的次数阈值，根据所述轨道偏差量和轨道控制目标类型选取点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长；根据点火位置的纬度辐角、速度增量及点火时长进行点火以完成轨道控制。
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公开(公告)号：CN115258199B
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211171297.9
申请日：2022-09-26
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明实施例公开了一种基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质，属于涉及航天器姿轨控制技术领域；该方法可以包括：建立包括飞轮和推力器的服务航天器的动力学方程；根据目标航天器和所述服务航天器之间的相对位姿值以及所述动力学方程的测量值获取跟踪误差；基于所述跟踪误差通过构建的FTSM控制器获取执行机构所需输出的力矩；其中，所述执行机构包括飞轮和/或推力器；基于所述所需输出的力矩以及设定的分配逻辑确定跟踪控制过程中进行工作的执行机构；根据所述FTSM控制器获取所述进行工作的执行机构的工作力矩。
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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
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 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：CN109606739B
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN201910108507.1
申请日：2019-01-18
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明公开了一种探测器地月转移轨道修正方法，包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。本发明还公开了一种探测器地月转移轨道修正装置。
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公开(公告)号：CN104443432B
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201410691418.1
申请日：2014-11-25
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法，本发明涉及一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法。本发明的目的是为了解决卫星在实际轨道转移过程中，存在发动机的推力幅值有限问题和轨道转移过程缺乏自主性及现有轨道转移数值方法计算量大的问题。步骤一：建立卫星轨道动力学模型；步骤二：卫星进入设计的椭圆滑行轨道；步骤三：根据得到的当前位置信息，判断卫星在椭圆滑行轨道中的位置是否满足开机约束条件，当达到开机约束条件后，在开机指令的控制作用下，发动机再次开机，进入第二次推力作用段；步骤四：卫星进入目标轨道。本发明应用于卫星轨道转移制导与控制领域。
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公开(公告)号：CN105022402A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510515288.0
申请日：2015-08-20
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法，本发明涉及双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法。本发明为解决现有无扰载荷卫星的无接触作动器的有效工作范围以及机动时间长的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立Osxayaza和Obxbybzb，将Osxayaza记为Sa系，Obxbybzb记为Sb系；步骤二、写出载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转动惯量矩阵；步骤三、写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；步骤四、计算e和Φf；步骤五、写出和Φ(t)的表达式；步骤六、写出qm0、qm、Cao、Cbo、和的表达式；步骤七、得到关于和t的和步骤八、根据Φf、和使用Matlab优化工具箱，求解含约束的最短机动时间。本发明应用于航天器领域。
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公开(公告)号：CN103213691B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201310156932.0
申请日：2013-04-28
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： B64G1/22
摘要： 一种利用卫星滚动轴快速姿态机动卸载滚动轴与偏航轴角动量的方法，属于航天其姿态控制技术领域，解决现有卸载卫星的动量交换执行机构吸收的角动量需要在卫星上额外安装卸载装置，造成卫星造价提高，增加卫星体积与重量的问题。定义卫星的本体系和惯性坐标系并确定初始卸载时刻；通过确定卫星所受到的重力梯度力矩、重力梯度力矩在每个轨道周期内积累的角动量矢量、所有动量交换执行机构在滚动轴需要卸载的角动量与偏航轴需要卸载的角动量大小、卫星卸载的轨道圈数与卫星卸载过程的机动角度、卫星滚动轴机动角度所用时间进行卸载。本发明可广泛应用于执行机构积累的角动量卸载需求。
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公开(公告)号：CN104462810A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410735467.0
申请日：2014-12-05
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法，本发明涉及轮控卫星姿态机动与跟踪控制的调节方法。本发明的目的是为了解决现有需要保证控制系统计算的最大力矩不超过卫星执行机构的最大力矩；需要保证控制系统的姿态精度；不能保证侧重控制的不同方面的问题；不能保证在不同的控制阶段，侧重不同的方向的问题；没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数的问题。步骤一、简写卫星姿态动力学与卫星姿态运动学方程；步骤二、写出优化指标J的表达式；步骤三、对R(x)与Q(x)进行设计；步骤四、求解出uc；步骤五、计算出Tc，将Tc发送给执行机构，控制卫星的姿态。本发明应用于卫星姿态机动与跟踪控制领域。
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