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公开(公告)号：CN107831775B
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN201711122746.X
申请日：2017-11-14
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种基于挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法，利用非永久性运动学参数的三维集来建立挠性航天器的运动学方程，采用Cayley‑Rodrigues参数来描述挠性航天器的姿态，并采用混合坐标法对中心刚体带有挠性附件的挠性航天器建立姿态动力学方程，对于Cayley‑Rodrigues参数描述的挠性航天器的姿态控制系统模型，采用状态反馈的控制思想，并基于李雅普诺夫直接法设计一种基于状态反馈的姿态控制律。本发明的有益效果是：避免了实际控制系统中的角速度传感器的使用，解决了挠性航天器在飞行过程中需要实时的角速度传感器的测量数据才能实现航天器姿态的稳定控制问题，完成挠性航天器的高鲁棒性控制。
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公开(公告)号：CN112013726B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202010866153.X
申请日：2020-08-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型；第二步、明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务；第三步、构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量ηd，并将其通过近似饱和函数处理后得到第一层虚拟控制量ηc；第四步：利用Barrier Lyapunov函数，设计第二层虚拟控制量ωzc；第五步、设计实际舵偏角指令δz；第六步、综合第三至第五步，得到考虑视场约束的制导控制一体化算法；第七步、检验制导控制一体化算法的性能。本发明的方法能够实现对目标的精确打击，并确保全捷联导引头视场约束得以满足。
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公开(公告)号：CN109885807A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201910061995.5
申请日：2019-01-22
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G06F17/17
Abstract: 本发明提供了Hammerstein系统在白噪声干扰下的加权最新估计最小二乘辨识方法。当干扰噪声为白噪声时，在最小二乘辨识方法的基础上引入权重系数对上一时刻和当前时刻的修正项取权重和。进而引入最新估计，用最新参数估计代替之前的参数估计。本发明的有益效果是：Hammerstein系统在白噪声干扰下的加权最新估计最小二乘辨识方法的辨识精度高，收敛速度快，抗干扰能力强。
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公开(公告)号：CN109672451A
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201811585233.7
申请日：2018-12-24
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
Abstract: 本发明提供了一种demura数据压缩方法，包括以下步骤：S1、demura数据采集，得到原始的demura查找表，将查找表里的数据全部取出放入一个数据集合中得到demura数据集D=(x1，x2…xm)；S2、压缩，首先，对demura数据集D=(x1，x2…xm)进行密度聚类划分簇，再对聚类结果采用哈夫曼编码进行压缩，得到压缩后的demura查找表。本发明还提供了一种mura补偿方法。本发明还提供了一种mura补偿装置。本发明的有益效果是：对demura数据进行了合理的压缩，缩小了demura查找表的大小，减少了硬件成本。
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公开(公告)号：CN109213184A
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201811312299.9
申请日：2018-11-06
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
Abstract: 本发明提供了一种挠性航天器的有限时间多模态滑模姿态控制算法，利用姿态四元数和欧拉轴/角表示方法建立挠性航天器运动学方程，采用混合坐标法对中心刚体带有挠性附件、外部干扰、转动惯量不确定性的挠性航天器建立动力学方程；采用多模态控制思想，基于Lyapunov有限时间稳定定理设计以下两种滑模控制律：针对挠性模态可测量的情况，设计一种多模态有限时间滑模控制律；针对挠性模态不可测量的情况设计一种基于动态观测器的多模态有限时间滑模控制律。本发明的有益效果是：采用本发明设计的姿态控制算法使挠性航天器较快实现姿态稳定，对外界干扰和转动惯量不确定性具有较鲁棒性。
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Patent Agency Ranking
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：CN107831775A
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201711122746.X
申请日：2017-11-14
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: 本发明提供了一种基于挠性航天器无角速度测量的姿态控制方法，利用非永久性运动学参数的三维集来建立挠性航天器的运动学方程，采用Cayley-Rodrigues参数来描述挠性航天器的姿态，并采用混合坐标法对中心刚体带有挠性附件的挠性航天器建立姿态动力学方程，对于Cayley-Rodrigues参数描述的挠性航天器的姿态控制系统模型，采用状态反馈的控制思想，并基于李雅普诺夫直接法设计一种基于状态反馈的姿态控制律。本发明的有益效果是：避免了实际控制系统中的角速度传感器的使用，解决了挠性航天器在飞行过程中需要实时的角速度传感器的测量数据才能实现航天器姿态的稳定控制问题，完成挠性航天器的高鲁棒性控制。
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公开(公告)号：CN106959613A
公开(公告)日：2017-07-18
申请号：CN201710236885.9
申请日：2017-04-12
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 本发明提出了一种针对单输入单输出系统基于最近更新信息的动态线性化自适应控制律算法，该算法的目的在于解决自适应控制的辨识算法跟踪精度不高、收敛性不强的问题。该算法采用矩阵求逆原理和递阶辨识方法，对非线性系统的动态线性化参数伪偏导数进行在线辨识和最近信息更新，并设定了伪偏导数复位条件，然后结合无模型自适应控制律，从而形成一系列新型的单输入单输出系统基于最近更新信息的动态线性化自适应控制律算法。通过调节权重因子、步进因子、初始条件、复位条件来运行自适应控制算法。与现有技术相比，本发明收敛性更强，对超调、震荡等情况具有更好的抑制能力；拥有更高的输出精度和更好的调节能力，参数调节方式更加丰富灵活。
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公开(公告)号：CN112435165B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202011335855.1
申请日：2020-11-25
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G06T3/40 , G06N3/0475 , G06N3/094
Abstract: 本发明公开了基于生成对抗网络的两阶段视频超分辨率重建方法，包括用于生成高清帧的SR生成器和用于对SR生成器进行对抗训练的判别器；SR生成器生成高清帧的流程分为两个阶段(第一阶段和第二阶段)，在第一阶段中，通过对多个时间连续的低分辨率帧进行对齐和融合重建出当前时刻的参考帧对应的高分辨率帧，然后送往第二个阶段；在第二个阶段中，输入不仅为上一个阶段生成的高分辨率帧，还加上前一时刻的参考帧对应的高分辨率重建帧，然后将这两帧进行对齐和融合，生成最终的高清帧。本发明充分利用了前后帧与生成帧之间的空间与时间上的关联信息，在确保SR图像更接近原始图像的同时，具有网络结构简单、重建流程简洁的优点，大幅提高了重建的效率。
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