公开(公告)号：CN104656666A

公开(公告)日：2015-05-27

申请号：CN201510104660.9

申请日：2015-03-11

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  凌惠祥 ,  马广富 ,  李传江 ,  李卓 ,  董振

IPC: G05D1/10 ,  G05D1/08

Abstract: 针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法，本发明涉及相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明是要解决现有技术在跟踪位置范围受限时轨道控制困难，轨道姿态耦合控制时影响姿态指向精度等问题。一、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的掠飞轨迹设计；二、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的转移轨迹设计；三、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的姿态控制器设计，即完成了针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明应用于空间航天器领域。

公开(公告)号：CN104590588A

公开(公告)日：2015-05-06

申请号：CN201410735250.X

申请日：2014-12-04

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  刘萌萌 ,  马广富 ,  王晓东 ,  李传江 ,  朱津津

IPC: B64G1/24

Abstract: 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法，本发明涉及挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。本发明是要解决卫星在轨期间的姿态和轨道控制过程中飞轮将会无法控制没有给出相应的推力器的布局、没有考虑羽流的影响和转动惯量的拉偏、没有考虑隔离余量以及姿态没有达到要求的问题，该方法是通过1获得帆板锁定且卫星不控的动力学模型参数；2确定推力器安装位置坐标；3确定IM的值；4得出轨控LQG序列；5确定出轨控脉宽及喷气方向；6选择姿态控制的推力器喷气；7确定姿态控制推力器的范围；8确定姿态控制喷气时间；9得到等效力矩值等步骤实现的。本发明应用于挠性卫星姿态轨道耦合控制领域。

公开(公告)号：CN104570742A

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：CN201510046799.2

申请日：2015-01-29

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  李传江 ,  朱津津 ,  赵文锐 ,  马广富 ,  苏雄飞 ,  姚俊羽

IPC: G05B13/04 ,  G05D1/08

Abstract: 基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，涉及一种异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法。为了解决现有的控制方法中没有关于异面交叉轨道下卫星的姿态快速、高精度跟踪指向的控制方法的问题。本发明采用欧拉角描述航天器姿态，建立航天器的动力学及运动学方程，根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；然后设计每个轴的姿态控制律然后选用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，选用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴；计算出陀螺力矩T和飞轮实际输出力矩uw，完成异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。本发明适用于异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。

公开(公告)号：CN104197957A

公开(公告)日：2014-12-10

申请号：CN201410421588.8

申请日：2014-08-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 马广富 ,  杜少鹤 ,  郭延宁 ,  张超 ,  孙延超 ,  董宏洋 ,  李传江

IPC: G01C25/00

CPC classification number: G01C25/00

Abstract: 微陀螺测量系统及采用该系统测量零偏稳定性的方法，涉及微陀螺芯片的性能测试技术。它为了解决现有技术中缺少针对微陀螺芯片性能进行大量数据测试与比较的系统，导致对微陀螺的选择只能基于数据手册上的性能指标的问题。本发明采用STM32F103C8型芯片作为核心处理器与微陀螺进行通信，首先对微陀螺进行配置，然后将微陀螺测得的角速度等信息通过无线方式发送至上位机，再由上位机对数据进行处理，通过Allan方差来计算得到微陀螺的零偏稳定性。本发明结构简单，能够采集大量的微陀螺测得的数据，并通过软件对数据进行处理，得到微陀螺的零偏稳定性为微陀螺的选用提供可靠依据。本发明适用于微机械陀螺的应用。

公开(公告)号：CN103728980A

公开(公告)日：2014-04-16

申请号：CN201410007259.9

申请日：2014-01-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 孙延超 ,  马广富 ,  凌惠祥 ,  李传江 ,  赵文锐 ,  李程

IPC: G05D1/10

Abstract: 航天器相对轨道的控制方法,本发明涉及航天器的近距离相对轨道控制方法。以实现航天器的掠飞模式，即追踪航天器在进入与目标航天器相关的指定空间范围后按自身轨道运行，只需要进行姿态控制；从而克服传统的悬停、伴随飞行、绕飞等方法可能出现计算复杂、姿轨控耦合导致指向精度不高、易暴露身份、时间难以保持等问题。本发明的方法通过下述步骤实现：一、追踪航天器进入目标航天器的视线角范围内而且追踪航天器进入二者之间确定的距离范围内；二、计算并确定追踪航天器期望轨道的起点、末点和初始入轨速度，并确定主飘方向；三、追踪航天器在期望轨道的起点，以上述计算并确定的初始入轨速度进入轨道，并在期望轨道的末点脱离轨道。