-
公开(公告)号：CN115081884A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210723636.3
申请日：2022-06-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种分布式星上在线多对多任务规划方法，它属于服务航天器任务规划领域。本发明解决了现有方法生成方案的速度慢，动态方案调整的响应时间长的问题。本发明的方案为：步骤一、收集在轨服务的任务需求和计算时间要求，再计算内层拍卖最大迭代轮次参数；步骤二、基于计算出的内层拍卖最大迭代轮次参数，在各服务航天器燃料约束下对在轨服务的任务进行分配，得到所有任务执行顺序清单和变轨过程时长信息；步骤三、通过考虑变轨过程中摄动力的影响，对变轨过程中各阶段速度脉冲进行校正，根据所有任务执行顺序清单、变轨过程时长信息以及校正后的各阶段速度脉冲获得最终的规划方案。本发明方法可以应用于服务航天器任务规划。
-
公开(公告)号：CN113156987B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
-
公开(公告)号：CN112572834A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011423387.3
申请日：2020-12-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种考虑矩形视场的目标区域规避相对位姿一体化控制方法，涉及航天器在轨服务领域。本发明为了解决机动的可行空间较小问题，同时实现对航天器控制的优化，通过考虑航天器敏感器的实际四棱锥视场，最大程度的构建视场真实模型，建立相对位姿一体化运动学模型，构建约束姿态和禁止区域两种约束，分别设计吸引势函数和排斥势函数，使得系统状态在整个逼近的机动过程中满足约束姿态、禁止区域约束；设计位姿一体化控制律实现服务航天器逼近目标航天器的过程中能够到达期望位置的同时持续观测目标航天器以及规避目标航天器的探测。本发明适用于航天器在轨观测及规避的应用。
-
公开(公告)号：CN106814746B
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201710186957.3
申请日：2017-03-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种航天器姿轨一体化反步跟踪控制方法，本发明涉及航天器姿轨一体化反步跟踪控制方法。本发明为了解决现有技术对航天器的轨道与姿态采用分别独立的控制方式导致跟踪效果差的缺点。本发明步骤包括：步骤一：基于对偶四元数建立航天器姿轨一体化相对运动学和动力学模型；步骤二：根据步骤一建立的航天器姿轨一体化相对运动学和动力学模型，基于反步法设计控制器；步骤三：根据步骤二设计的控制器，设计基于抗饱和法的输入有界控制器。本发明在反步控制器的基础上考虑输入有界问题，设计了基于抗饱和环节的输入有界反步控制器。本发明能够实现追踪航天器对目标航天器的六自由度姿轨协同跟踪，适用于实际的在轨情况，本发明用于航天领域。
-
公开(公告)号：CN105353763B
公开(公告)日：2018-03-30
申请号：CN201510869675.4
申请日：2015-12-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种非合作目标航天器相对轨道姿态有限时间控制方法，涉及航空航天领域。解决了目前非合作目标的航天器相对轨道姿态联合控制中所存在的问题。一种非合作目标航天器相对轨道姿态有限时间控制方法包括以下步骤：步骤一：将用惯性系表示的相对轨道动力学模型投影到视线系，采用视线系描述航天器的相对轨道动力学模型；步骤二：建立姿态动力学模型和姿态运动学模型；步骤三：将相对轨道动力学模型、姿态动力学模型和姿态运动学模型进行状态空间表示，获得相对轨道姿态动力学模型；步骤四：根据相对轨道姿态动力学模型和有限时间控制理论获得有限时间连续控制器。本发明适用于非合作目标航天器的相对轨道姿态联合控制。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105182801B
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201510717204.1
申请日：2015-10-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种基于扩张状态观测器的Stewart平台主动隔振PD控制方法，本发明涉及PD控制方法。本发明是要解决控制策略的制定较为简单，控制精度有待提高、没有考虑系统的不确定性挠性附件的影响、没有考虑平台的结构非线性以及控制算法的设计过程具有任意性的问题而提出的一种基于扩张状态观测器的Stewart平台主动隔振PD控制方法。该方法是通过一、建立Stewart平台的动力学模型；二、建立Stewart平台的六个执行机构的动力学模型；三、得到Stewart平台的状态空间；四、确定观测器对系统状态的观测误差为收敛的观测误差；五、设计基于扩张观测器的PD控制器等步骤实现的。本发明应用于PD控制方法领域。
-
公开(公告)号：CN104020778B
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201410273422.6
申请日：2014-06-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。为了解决转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾问题和时间‑能耗最优控制的问题，本发明在考虑挠性振动的影响下，根据时间‑能耗最优控制方法，从机动开始时刻，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条角度最优轨线，保证在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性，并在考虑时间最优的同时兼顾飞轮的能耗。本发明适用于挠性卫星姿态的机动控制。
-
公开(公告)号：CN105068546B
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201510465443.2
申请日：2015-07-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种卫星编队相对轨道自适应神经网络构形包含控制方法，本发明涉及卫星编队相对轨道自适应神经网络构形包含控制方法。本发明的目的是为了解决现有技术中未考虑系统存在非线性不确定性和外界干扰的情况、未考虑卫星编队系统动力学存在广义干扰情况、未考虑抖振现象以及信息全局可知带来的通讯负担的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立跟随星i的相对轨道动力学方程；步骤二、对步骤一中每一个跟随星设计分布式速度观测器；步骤三、根据跟随星i的相对轨道动力学方程和分布式速度观测器进行神经网络逼近；步骤四、根据步骤三得到的神经网络逼近结果，设计自适应神经网络构形包含控制算法。本发明应用于卫星领域。
-
公开(公告)号：CN104536452B
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201510038688.7
申请日：2015-01-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于时间‑燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法，涉及一种航天器相对轨道转移轨迹优化方法。本发明为了解决追踪航天器在相对轨道坐标系中，现有的方法没有考虑推力幅值有限的问题和现有的方法只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题。本发明首先建立相对轨道运动动力学模型分别设计沿三个轴施加的主动控制量ux,uy,uz；然后将相对轨道运动动力学模型解耦为三个子系统：解耦成三个子系统后，将追踪航天器考虑转移时间和燃料消耗的总性能指标转化为每个轴的单轴性能指标最终得到时间—燃料最优控制律为对追踪航天器进行控制。本发明适用于航天器相对轨道转移轨迹优化。
-
公开(公告)号：CN105607698A
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201510956742.6
申请日：2015-12-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F1/16
CPC classification number: G06F1/16
Abstract: 一种高可靠性星载计算机系统方案设计方法，本发明涉及高可靠性星载计算机系统方案设计方法。本发明的目的是为了解决星载计算机可靠性低，处理能力低的问题。具体过程为：一、对外部设备进行检测，如果工作状态正常，则正常运行，进行二；如果工作状态不正常，则进行五；二、得到处理后的卫星的状态信息；三、DSP将处理后的卫星的状态信息进行汉明码编码后发送给FPGA；四、如果DSP中有一个或多个出错，则进行六；如果DSP不出错，则星载计算机系统正常运行；五、PGA启动备份的外部设备接替出错外部设备的工作；六、FPGA启动备份的DSP_D接管出错的DSP的工作，并控制出错的DSP重新上电启动。本发明应用于航天领域。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
115
records
(took 0.029 seconds)
