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公开(公告)号：CN111009225B
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN201911363065.1
申请日：2019-12-26
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G09G3/36
Abstract: 本发明公开了一种显示屏过驱动装置、过驱动方法及显示装置，主要解决现有过驱动技术仅仅参考前一帧的信息进行过电压调节，没有参考多帧信息，难以改善多种场景下的拖影问题。该过驱动装置包括FPGA芯片，与FPGA芯片相连分别用于接收显示装置发送的第N帧和第N‑1帧LVDS信号的第一LVDS接收芯片、第二LVDS接收芯片，与FPGA芯片相连用于存储第N‑2帧RGB数据的第一SDRAM存储器，与FPGA芯片相连用于存储查找表数据的存储器，以及与FPGA芯片相连用于发送LVDS信号的LVDS发送芯片。本发明针对多帧参考情况，与传统参考单帧情况一样，只对一帧数据进行SDRAM读写。双LVDS接收模式的使用，节省一个SDRAM存储器的使用，并节省数据的存储与读写处理。利用FPGA芯片进行过驱动处理，也提高数据处理效率。
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公开(公告)号：CN109164819A
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201810959512.9
申请日：2018-08-22
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
Abstract: 本发明提供了一种刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法，包括以下步骤：S1、建立刚体航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；S2、设计反步自适应滑模大角度姿态机动控制算法。本发明的有益效果是：可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定；拥有较快的瞬态响应能力。
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公开(公告)号：CN108828953A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810870931.5
申请日：2018-08-02
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种挠性航天器的自适应反步滑模主动隔振控制方法，采用牛顿-欧拉方法来表示Stewart隔振平台的动力学方程，采用音圈电机作为执行器，给出了解耦后的Stewart隔振平台的动力学方程；然后将反步法和滑模控制结合，设计出反步滑模控制器，并针对外界扰动上界未知的情况，利用自适应控制的特点，在主动隔振控制中加上自适应控制，设计出自适应反步滑模控制器。本发明的有益效果是：主动隔振控制的效果较好，特别是对于振动幅值未知的情况。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN109164819B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN201810959512.9
申请日：2018-08-22
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
Abstract: 本发明提供了一种刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法，包括以下步骤：S1、建立刚体航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；S2、设计反步自适应滑模大角度姿态机动控制算法。本发明的有益效果是：可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定；拥有较快的瞬态响应能力。
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公开(公告)号：CN107065913B
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201710326702.2
申请日：2017-05-10
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种转动惯量存在摄动的挠性航天器的滑模变结构姿态控制方法，采用四元数法建立挠性航天器的运动学方程，建立中心刚体带有挠性附件、转动惯量存在摄动的复杂航天器动力学方程，给出了简化的基于混合坐标的挠性航天器姿态动力学方程。本发明的有益效果是：采用本发明设计的姿态控制方法使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量参数发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定。
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公开(公告)号：CN210777797U
公开(公告)日：2020-06-16
申请号：CN201922393305.4
申请日：2019-12-26
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G09G3/36
Abstract: 本实用新型公开了一种显示屏过驱动装置及显示装置，主要解决现有过驱动技术仅仅参考前一帧的信息进行过电压调节，没有参考多帧信息，难以改善多种场景下的拖影问题。该过驱动装置包括FPGA芯片，与FPGA芯片相连分别用于接收显示装置发送的第N帧和第N‑1帧LVDS信号的第一LVDS接收芯片、第二LVDS接收芯片，与FPGA芯片相连用于存储第N‑2帧RGB数据的第一SDRAM存储器，与FPGA芯片相连用于存储查找表数据的存储器，以及与FPGA芯片相连用于发送LVDS信号的LVDS发送芯片。本实用新型针对多帧参考情况，与传统参考单帧情况一样，只对一帧数据进行SDRAM读写。双LVDS接收模式的使用，节省一个SDRAM存储器的使用，并节省数据的存储与读写处理。利用FPGA芯片进行过驱动处理，也提高数据处理效率。
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