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公开(公告)号：CN113697131B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202110995865.6
申请日：2021-08-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法；步骤S4：设计动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域；步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。本发明通过抗退绕滑模姿态跟踪控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态跟踪时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113703471B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202110995878.3
申请日：2021-08-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113703471A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110995878.3
申请日：2021-08-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113697131A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110995865.6
申请日：2021-08-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法；步骤S4：设计动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域；步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。本发明通过抗退绕滑模姿态跟踪控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态跟踪时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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公开(公告)号：CN104182272A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410443071.9
申请日：2014-09-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法，本发明涉及高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。本发明的目的是为了解决目前高超声速飞行器的控制方法优劣性难以比较，而提供了一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台主要包括：系统初始参数设置模块、六自由度非线性运动模型模块、数据图形输出模块和制导与控制算法模块四个部分；一种用于高超声速飞行器控制方法包括如下步骤：步骤一、主控软件的实现步骤；步骤二、性能评估软件的实现步骤；步骤三、离线仿真的实现步骤；本发明应用于高超声速飞行器领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118131629A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410287033.2
申请日：2024-03-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于并行学习的高速飞行器复合自适应控制方法，属于航空航天技术领域,具体方案包括以下步骤：步骤一、建立面向控制的高速飞行器姿态系统模型；步骤二、由动态面控制理论，设计三通道姿态控制器；步骤三、基于并行学习方法，根据系统的历史数据构造高速飞行器关键气动参数估计自适应律；步骤四、仿真检验基于并行学习的高速飞行器复合自适应控制方法的性能。本发明利用挑选出的有代表性的历史数据组成历史堆栈进行参数估计，减少了计算量，放松了持续激励条件，同时实现了飞行器姿态跟踪误差收敛和关键气动参数在线辨识，提高了控制系统的综合性能，从而为相关工程实践提供理论参考和技术支持。
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公开(公告)号：CN117170398A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311324404.1
申请日：2023-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：建立高超声速飞行器姿态系统的数学模型；步骤二：构造性能函数和性能包络；步骤三：在性能包络内生成期望误差轨迹；步骤四：设计考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律；步骤五：检验考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律的性能。本发明克服了现有的高超声速飞行器预设性能控制结果和考虑攻角约束的高超声速飞行器控制结果存在控制律奇异性的不足。由于控制律奇异性问题会带来潜在的工程风险，因此本发明可以提供更高的控制可靠性。
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公开(公告)号：CN115079576B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210851991.9
申请日：2022-07-20
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于舰船摇晃下无人机回收着陆的幅频特性参数获取方法，通过构建无人机回收着陆装置，并根据无人机回收着陆装置构建运动学模型，并根据运动学模型构建基于舰船摇晃下的稳定性模型；利用稳定性模型计算摇荡参数；并根据摇荡参数构建基于舰船摇晃的摇荡模型，并根据摇荡模型获取无人机回收着陆的幅频特性参数；本发明在不规则摇荡条件下，对摇荡参数进行分析，得到无人机回收着陆的幅频特性参数；为后续根据无人机回收着陆的幅频特性参数构建智能自适应算法来预测瞄准点的位置，提高舰船的航向和速度以提高无人机与回收装置对接精度，奠定基础。
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公开(公告)号：CN113296536B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202110567745.6
申请日：2021-05-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于A*与凸优化算法的无人机三维避障算法，所述算法包括如下步骤：第一步、明确轨迹规划算法的设计任务；第二步、通过A*算法得到无人机的参考路径；第三步、通过基于半定规划的迭代区域膨胀方法给出一系列凸多面体组成的避障约束；第四步、针对无人机系统，给出无人机的三维避障轨迹规划模型，并通过解算该模型得到无人机的状态序列以及控制序列。本发明的算法不仅能够避开场地中的凸多面体障碍物，而且还能避免无人机在离散的时间步之间撞击障碍物的可能。本发明的算法相比于传统的凸优化避障算法减少了计算量，并最终得到一组符合要求的状态序列以及一组燃料消耗最少的控制序列。
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公开(公告)号：CN111880581B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202010803917.0
申请日：2020-08-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D13/62
Abstract: 本发明公开了一种有限时间速度追踪制导律设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立制导系统的数学模型；步骤二、设计有限时间速度追踪制导律；步骤三、明确设计参数调整方法；步骤四、检验制导律的性能。该方法基于有限时间控制理论设计速度追踪制导律，从理论上保证导弹的速度追踪误差角在有限时间内收敛到零，从而确保导弹精确命中目标。本发明设计的制导律中引入了分数幂项，根据已有有限时间控制理论研究结果，它可以使制导律具有更好的抗干扰能力。
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