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公开(公告)号：CN115675942A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211387246.X
申请日：2022-11-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN115258841A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210476536.5
申请日：2022-04-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN115258199A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211171297.9
申请日：2022-09-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 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：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：CN109606739A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201910108507.1
申请日：2019-01-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 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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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN105005312B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201510367515.X
申请日：2015-06-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN104503241B
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201410811455.1
申请日：2014-12-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法，涉及卫星控制技术领域。本发明方法为了确定卫星姿态控制系统中转动惯量的精确变化范围。技术要点：首先建立包含不确性的卫星姿态控制系统模型，再制定相应的约束指标，求取合适的H∞状态反馈控制器，最后将上述闭环系统中的不确定性表示为多项式矩阵胞的形式，并用线性矩阵不等式的方法求解出转动惯量不确定性的变化范围。本发明运用多项式矩阵胞的稳定性条件判断出在状态反馈情况下卫星转动惯量的变化范围。本发明在控制器设计阶段考虑了不确定性，并将不确定性对输出的影响作为控制指标，并将闭环系统中的不确定性用多项式矩阵胞的形式表示。
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公开(公告)号：CN103954289B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201410213665.0
申请日：2014-05-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01C21/24
Abstract: 一种光学成像卫星敏捷机动姿态确定方法，涉及卫星姿态确定领域。解决了现有卫星姿态确定方法在确定计算过程中，卫星姿态大角度机动初期产生大的振动，这种振动降低了卫星的姿态控制精度，导致光学卫星成像任务无法顺利进行的问题。该方法包括以下步骤：步骤一、根据卫星姿态运动学方程获得系统状态方程和观测方程；步骤二、根据系统状态方程和观测方程获得卡尔曼滤波器的增益矩阵；步骤三、利用卡尔曼滤波器并根据卡尔曼滤波器的滤波参数的变化实现敏捷机动姿态确定。本发明适用于确定卫星敏捷机动姿态。
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公开(公告)号：CN104794360B
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201510220864.9
申请日：2015-05-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F19/00
Abstract: 航天器的在轨自主状态评估系统及其评估方法，属于航天器部件故障定位领域。现有的航天器设备的故障定位及性能变化趋势的评估方法存在精确度低的问题。一种航天器的在轨自主状态评估系统的评估方法，利用工程参数评价模块、部件状态评估模块、卫星状态评估模块实现的状态评估方法通过以下步骤实现：工程参数评价器对工程参数评价模型库中所有工程参数进行评价，获取工程参数评价值；综合得到的与各部件相关的所有工程参数评价值，部件状态评估器对当前航天器部件进行状态评估获取部件状态评估值；步骤三、综合航天器所有部件状态评估值并结合航天器可靠性模型，利用卫星状态评估器计算航天器的状态评估值，以获取航天器卫星状态评估值。
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