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公开(公告)号：CN118457945B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410506975.5
申请日：2024-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种考虑输入饱和的航天器姿态可变性能控制方法，涉及航天器姿态控制技术领域。考虑存在外部环境干扰和输入饱和的航天器姿态控制系统建立航天器动力学模型，采用误差转换函数将航天器姿态控制系统变换为预设性能的航天器姿态模型；结合饱和限幅函数构造可变性能函数方程；结合预设性能的航天器姿态模型和可变性能函数设计控制输入，从而设计抗饱和辅助系统。基于预设性能控制，考虑外部环境干扰以及输入饱和限幅，通过引入可变性能函数，解决航天器姿态预设性能控制在饱和时的失效问题。
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公开(公告)号：CN116901061B
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202310719125.9
申请日：2023-06-16
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B25J9/16
Abstract: 基于预设性能的机械臂轨迹跟踪控制方法，属于非线性系统控制领域。本发明针对机械臂的轨迹跟踪问题设计了一种基于指定时间预设性能函数的控制器，其控制对象为一考虑未知系统动力学和外界干扰的刚性机械臂，采用预设性能控制和转换误差的方法设计控制律，实现指定时间轨迹跟踪控制，其收敛时间可直接给定，收敛精度精确可控，系统的瞬态性能也可提前规定。同时引入径向基函数神经网络，根据系统的状态量估计机械臂的未知系统动力学，使得系统能够有效的克服未知系统动力学和外界干扰，不需要知道外界扰动的上界具体值，有利于机械臂系统在不同的老化程度下和不同环境下正常工作。
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公开(公告)号：CN117311375B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202311335572.0
申请日：2023-10-16
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院) , 长三角哈特机器人产业技术研究院
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤1、利用四元数建立航天器姿态运动学和动力学，基于有向图描述多航天器系统的通信网络；步骤2、设计分布式高阶滑模观测器，对领航航天器的姿态四元数、角速度以及角加速度进行估计；步骤3、利用分布式高阶滑模观测器输出的估计值，建立姿态跟踪误差模型；步骤4、基于建立的姿态跟踪误差模型，设计自适应容错姿态跟踪控制律。本发明设计的自适应容错姿态跟踪控制律不需要模型的精确参数，对执行机构故障、外界扰动具有较强的鲁棒性，并且保证跟踪误差渐近收敛至0。因此，该自适应容错姿态跟踪控制律同时兼顾了算法的较强的鲁棒性和较高的控制精度。
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公开(公告)号：CN111874266B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202010229161.3
申请日：2020-03-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。本发明的有益效果是：本发明通过抗退绕滑模姿态机动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机动时，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：CN111832115A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN202010489269.6
申请日：2020-06-02
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
Abstract: 本发明公开了对称迟后-超前校正的一体化频率设计方法，该方法包括(S1)根据所要求的稳态性能指标确定系统的开环增益；(S2)利用已知的开环增益，绘制未校正系统G0(s)的Bode图，并计算未校正系统的剪切频率ωc0，相角裕度γ0和增益裕度Lg0；(S3)根据相角裕度的要求确定超前-迟后校正环节的α，为使相角裕度r0达到要求值，计算超前环节所需提供的超前相角 (S4)确定校正后系统的剪切频率ωc；(S5)确定超前校正环节；(S6)确定迟后校正环节；(S7)检验是否满足系统的性能指标，若不满足要求，可增大附加相角Δ的值，从步骤(S3)重新计算。通过上述方案，本发明达到了一次性处理迟后与超前的目的，具有很高的实用价值和推广价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119336066B
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411453187.0
申请日：2024-10-17
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种低复杂度的航天器抗退绕预设性能姿态跟踪控制方法，所述方法如下：建立基于特殊正交矩阵群的姿态跟踪模型；利用指定时间性能函数设计能够抑制超调量的性能边界，将保证姿态跟踪误差收敛进性能边界内的问题转化为保证姿态跟踪误差函数收敛进预设性能边界内的问题；设计姿态跟踪误差函数的转换误差，将原有的姿态误差函数约束问题转化为转换误差有界的问题，根据反步法，设计虚拟输入保证转换误差的有界性；对角速度跟踪误差和虚拟输入之间的误差设计设置性能边界，将该误差的约束问题转化为转换误差的有界性问题，设计控制器保证转换误差有界，保证角速度跟踪误差的有界性，完成控制目标。本发明具有结构简单和节省能耗的优点。
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公开(公告)号：CN117891277B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202311796316.1
申请日：2023-12-25
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种多航天器仅姿态反馈的分布式抗退绕姿态跟踪控制方法，所述方法针对跟随航天器，设计分布式姿态四元数、角速度以及角加速度观测器，保证角加速度和角速度估计值分别指数收敛至领航航天器角加速度和角速度，姿态四元数估计值渐近收敛至领航航天器姿态四元数，并保证姿态四元数估计值始终为单位四元数；针对每个跟随航天器，在没有角速度反馈的情况下，仅利用姿态反馈信息，设计姿态跟踪控制律，保证每个跟随航天器姿态和角速度渐近跟踪分布式观测器输出的角速度与姿态四元数的估计值，并保证姿态跟踪具有抗退绕性能。
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公开(公告)号：CN116862759B
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202310726659.4
申请日：2023-06-19
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: G06T3/04 , G06V40/16 , G06V10/774 , G06V10/80 , G06V10/84
Abstract: 本发明公开了一种基于生成对抗网络的个性化肖像生成系统及方法，所述个性化肖像生成系统包括反演模块、潜在编码混合模块、合成网络模块、层调节模块、双模型间融合控制模块和多模型间融合控制模块。本发明在保证源图像人脸身份信息的情况下，能够较好的对源图像进行风格化处理，生成风格化肖像。在上述基础上，能够实现对人脸不同粒度特征的风格化强度控制，实现融合的多风格模型风格化人脸源图像，实现根据已有风格模型在无风格参考图像制作个性化训练集的条件下生成新风格的风格化模型。
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公开(公告)号：CN117963168A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311539162.8
申请日：2023-11-17
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法，所述方法利用挠性航天器的动力学模型，并考虑外部环境干扰，通过状态同胚变换将挠性航天器系统转化为全驱系统，以解决挠性航天器的姿态控制问题，采用观测器和自适应律来估计航天器的挠性模态和外部环境干扰，结合全驱系统方法的参数化设计，进一步设计得出控制律，实现挠性航天器的精确姿态控制。该方法能够将挠性航天器系统与全驱系统框架相结合，从而实现了更高精度、更灵活和更适应多样任务需求的姿态控制，通过状态变换和设计挠性观测器，为航天器任务的成功执行提供了坚实的技术支持。
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公开(公告)号：CN117262252A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311224778.6
申请日：2023-09-21
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种可实现燃料优化的航天器自主交会对接控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤1、考虑追踪航天器运动在近圆轨道上的交会对接问题，基于CW方程建立航天器相对运动动力学方程；步骤2、考虑目标航天器发生缓慢旋转，建立目标端口运动模型；步骤3、针对航天器自主交会对接过程中的各类任务要求建立对应的任务约束；步骤4、针对步骤3中建立的视线锥约束进行优化；步骤5、设计基于变范围模型预测控制的交会对接控制器，建立相关最优控制问题；步骤6、提出交会对接任务场景下，变范围模型预测控制中最优控制问题的求解策略。本发明使交会对接过程中的燃料优化问题得到直接、有效的解决。
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