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[发明专利]访问监视空间多个特定相对位置的轨道设计方法-CN202210636164.8有效
发明人：张刚;夏存言;耿云海;李化义;陈健;刘明 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-06-07 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
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。
访问监视空间特定相对位置轨道设计方法

[发明专利]空间非合作目标包络式抓捕的抓取效果衡量方法-CN202210993124.9有效
发明人：岳程斐;蔡璧丞;陈雪芹;耿云海;曹喜滨 -专利权人：哈尔滨工业大学（深圳）
申请日： 2022-08-18 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： B25J9/16 文献下载
摘要：本发明提出空间非合作目标包络式抓捕的抓取效果衡量方法。所述抓取效果衡量方法是一个多目标联合算法，所述方法包括虚拟对称点算法抓取和几何算法抓取两部分。所述衡量方法在机械臂接触点形成的抓捕构型分布较为广泛的时候达到最优值，同时保证能够抵御各个方向上的干扰。同时，在配合优化算法进行最优接触构型搜索时，本发明所述的抓取效果衡量算法可用于二维抓取情况与三维抓取情况，具有鞍点少的特点，更容易达到全局最优点。
空间合作目标包络抓捕抓取效果衡量方法

[发明专利]一种维持星座构型的方法、装置及介质-CN202111555151.X有效
发明人：吴凡;乐欣龙;曹喜滨;耿云海;王峰;陈雪芹;邱实;郭金生 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2021-12-17 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
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。
一种维持星座构型方法装置介质

[发明专利]考虑输入饱和及运动约束的跟踪控制方法、装置及介质-CN202211387246.X在审
发明人： 耿云海;张小翔;李化义;吴宝林;邢雷 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-11-07 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： B64G3/00 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种考虑输入饱和及运动约束的跟踪控制方法、装置及介质，该方法包括：针对服务航天器与目标航天器之间的期望距离构建期望平动；针对服务航天器与目标航天器之间的视线角指向约束构建所述服务航天器期望姿态；针对在轨服务过程中的任务需求，构建平动及转动的约束条件；基于所述期望平动以及平动约束条件，以最小化燃料及跟踪误差为目标构建针对相对位置的MPC控制器；基于所述服务航天器的期望姿态及转动约束条件，通过的MPC角速度规划模块获取期望的角速度；根据所述期望的角速度设计自适应抗饱和滑模控制器，并通过抗饱和辅助系统处理控制力矩饱和问题，以获得用于指向跟踪的姿态控制器。
考虑输入饱和运动约束跟踪控制方法装置介质

[发明专利]基于FTSM的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质-CN202211171297.9有效
发明人：吴凡;孙茂金;曹喜滨;郭金生;耿云海 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-09-26 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
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。
基于 ftsm 交会跟踪控制方法装置介质

[发明专利]空间机械臂捕获非合作目标的方法、装置、设备及介质-CN202211151231.3有效
发明人：吴凡;曹喜滨;程正达;奚瑞辰;耿云海 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-09-21 - 公布日： 2022-11-29 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种空间机械臂捕获非合作目标的方法、装置、设备及介质，属于空间在轨服务技术领域；所述方法应用于磁力捕获单元作为末端执行机构的空间机械臂，所述方法包括：建立所述磁力捕获单元的吸力模型，并根据所述吸力模型确定所述磁力捕获单元的吸力特性；基于所述磁力捕获单元的吸力特性，确定对非合作目标的捕获策略；根据所述捕获策略对所述非合作目标进行捕获，并根据设定的判定条件确定所述非合作目标是否被成功捕获。
空间机械捕获合作目标方法装置设备介质

[发明专利]用于利用线绳对空间中的目标进行捕获的线绳释放装置-CN202210476536.5在审
发明人：郭金生;张翔;曹喜滨;吴凡;乐欣龙;邱实;陈雪芹;耿云海 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-04-29 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： B65H75/48 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种用于利用线绳对空间中的目标进行捕获的线绳释放装置，所述线绳释放装置包括：定子；转子，所述线绳缠绕在所述转子上，使得所述转子通过所述线绳的端部被发射以对所述目标进行捕获而产生相对于所述定子的转动；将所述定子和所述转子连接的卷簧，使得所述转子克服所述卷簧的弹性回复力而进行所述转动；设置在所述转子和所述定子中的一者上的至少一对永磁体，所述转子和所述定子中的另一者为通过所述转子的所述转动以及所述至少一对永磁体的作用而产生涡电流的导体。
用于利用线绳空间中的目标进行捕获释放装置

[发明专利]对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质-CN202010074835.7有效
发明人：王峰;刘明;曹喜滨;吴凡;邱实;耿云海;苗悦 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-01-22 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明实施例公开了对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质；该方法可以包括：根据携带有对称挠性附件的对地遥感卫星的运动学方程获取所述对地遥感卫星的误差运动学方程；基于拉格朗日方法获取所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程；基于模型的不确定性以及所述对地遥感卫星的误差运动学方程和所述对地遥感卫星的刚柔耦合姿态动力学方程分别获取所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型；根据引入的反步状态变量和虚拟控制器，通过有限时间积分滑模扰动观测器FTISMDO针对所述对地遥感卫星的测量运动学模型和动力学模型中的集成不确定性进行估计；根据所述估计的集成不确定性通过反步法设计所述对地遥感卫星的姿态抗扰动容错控制器。
遥感卫星高精度性能姿态容错控制方法装置计算机存储介质

[发明专利]一种基于预置姿态的卫星入轨快速成像方法-CN202011188678.9有效
发明人：吴凡;王峰;曹喜滨;耿云海;邱实;郭金生;奚瑞辰 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-10-30 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
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。
一种基于预置姿态卫星快速成像方法

[发明专利]基于多圈累计的基准星选取方法、装置及介质-CN202111523284.9在审
发明人：吴凡;乐欣龙;耿云海;曹喜滨;奚瑞辰;陈雪芹;邱实;郭金生 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2021-12-13 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： G01S19/39 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种基于多圈累计的基准星选取方法、装置及介质；该方法可以包括：记录星座内每个卫星第i次经过设定目标点的时刻；根据每个卫星第i次经过设定目标点的时刻与每个卫星首次经过所述设定目标点的时刻之差，确定每个卫星累计至第i次经过所述设定目标点的运行时长；当所述星座内运行时长最长的两个卫星之间的运行时长差超出设定的时差阈值或者星座内的每个卫星经过设定目标点的次数大于设定的次数阈值，确定星座内运行时长最长的卫星为所述星座的基准星。
基于累计基准选取方法装置介质

[发明专利]一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法-CN202010093480.6有效
发明人：吴凡;王峰;曹喜滨;耿云海;岳程斐;邱实;郭金生;奚瑞辰 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-02-14 - 公布日： 2021-07-27 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：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。
一种基于推力脉宽调制一体化控制方法

[发明专利]航天器编队相对轨道确定方法及装置-CN201810355799.4有效
发明人：吴宝林;曹喜滨;孔宪仁;耿云海;张刚;许闯 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-04-19 - 公布日： 2021-04-13 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明实施例公开一种航天器编队相对轨道确定方法及装置。所述方法包括：测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。
航天器编队相对轨道确定方法装置

[发明专利]安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法-CN201710873000.6有效
发明人：曹喜滨;王峰;陈雪芹;耿云海;孙兆伟;蒋万程;苗悦;孙瑞 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2017-09-25 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法。所述安装有星敏感器的旋转载荷包括：围绕轴线转动的旋转载荷；安装在所述旋转载荷上的预定平面的星敏感器；所述轴线垂直于所述预定平面。
装有敏感旋转载荷高精度姿态确定方法

[发明专利]一种探测器地月转移轨道修正方法及装置-CN201910108507.1有效
发明人：张刚;马慧东;曹喜滨;耿云海;吴宝林;孔宪仁;董立珉 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-01-18 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
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。
一种探测器转移轨道修正方法装置

[发明专利]一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法-CN201510367515.X有效
发明人： 耿云海;黄思萌;侯志立;陈雪芹;李冬柏;孙瑞;姜炳强 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2015-06-29 - 公布日： 2017-11-03 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，属于卫星机动轨迹规划领域。现有的规划轨迹确定方法不能充分利用执行机构的机动能力，且不能保证机动时间最短的问题。一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，设定与目标姿态对应的目标坐标系，计算卫星由初始姿态机动至目标姿态的欧拉轴em和转角Φm；获得规划轨迹的最大角加速度和最大角速度的约束方程；由表示获得受飞轮最大角动量限制的计算使机动时间tm取最小值时规划轨迹的最大角速度并通过规划轨迹的最大角速度求出规划轨迹的最大角加速度本发明能够保证规划轨迹充分利用飞轮的能力，以使机动时间最短。
一种基于最大角加速度角速度卫星规划轨迹方法

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