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公开(公告)号：CN105159304A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510363123.6
申请日：2015-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，属于轨道控制和姿态控制领域。现有追踪航天器的对非合作目标进行视线跟踪时存在追踪控制误差大导致的跟踪监视精度低的问题。一种接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法，在视线坐标系下建立动力学和运动学方程，考虑到系统的不确定性、非合作目标运动参数部分未知、控制输入饱和、死区等情况，利用RBF神经网络进行自适应估计和补偿，采用反步法思想设计控制器使追踪航天器在有限时间内收敛到期望的姿态和轨道并保持。本发明采用有限时间控制方法具有控制收敛快、鲁棒性好以及跟踪控制精度高的优点。
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公开(公告)号：CN104898683A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510259884.7
申请日：2015-05-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种挠性卫星神经网络反步滑模姿态控制方法，涉及一种挠性航天器姿态控制方法。本发明为了解决帆板挠性振动和天线转动产生的扰动问题以及现有的姿态控制方法稳态精度与稳定度有待提高的问题。本发明首先根据航天器建立挠性卫星姿态动力学模型，然后对模型公式进行处理；设计基于反步法的滑模姿态控制器：接着采用RBF神经网络逼近(η+hτ)sgn(σ)；则设计控制器为最后得到完整的姿态控制器表示为按照以上过程分别设计三轴姿态控制器。本发明适用于挠性航天器姿态控制领域。
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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
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。
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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
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。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
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
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。
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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
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。
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公开(公告)号：CN118917192A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410990166.6
申请日：2024-07-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06T17/20 , G06N3/006 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06F111/04
Abstract: 基于多目标混合粒子群的一种柔性航天器布局优化方法，本发明涉及柔性航天器布局优化方法，属于结构振动观测领域。本发明的目的是为了解决由于传感器安装矩阵稀疏导致挠性结构的模态坐标难以收敛，且由于未观测模态影响，致使挠性结构模态坐标存在误差，进而无法准确控制航天器。过程为：建立约束模态下柔性附件模型，对约束模态下柔性附件模型进行模态分析；建立使用位移传感器时，模态坐标描述下的柔性结构动力学模型；设定优化准则1为考虑模态有效质量加权下的可观性最优准则；设定优化准则2为传感器数目截断下的模态滤波器矩阵的二范条件数；将优化准则作为多目标适应度函数进行优化，获得适应度函数取最小情况时的传感器安装位置。
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公开(公告)号：CN112644738A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202110069582.9
申请日：2021-01-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种行星着陆避障轨迹约束函数设计方法，属于着陆器轨迹约束技术领域。解决了现有着陆器可运动的范围小，着陆轨迹的保守强，不利于着陆器制导律的设计的问题。本发明根据采集的行星表面障碍信息，将障碍等效为3种不同的空间几何形状，计算等效的空间几何形状的各个顶点的坐标信息；对着陆轨迹函数约束函数进行分段设计；当等效的空间几何形状为锥形和棱台形地形时，将轨迹约束函数划分为两段，当等效的空间几何形状为台阶状地形时，轨迹约束函数的段数取决于等效的台阶的阶数，n阶台阶的地形，轨迹约束函数划分为n+1段。本发明适用于行星着陆避障轨迹约束。
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公开(公告)号：CN110146224A
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201910432774.4
申请日：2019-05-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种辨识组合体航天器质量、质心位置和惯性张量的方法，属于航天器的模型参数辨识领域。本发明为了解决在轨服务任务中捕获目标后产生的组合体航天器的质量、质心位置和惯性张量未知，从而无法实时对组合体航天器进行有效控制的问题。具体实现步骤如下：步骤一：航天器抓捕目标后形成组合体；步骤二：由步骤一中的航天器上的执行器对整个组合体航天器产生激励，得到组合体航天器的状态变化，继而根据激励输入和状态输出建立参数辨识数据库；步骤三：选择合适的辨识准则，计算待辨识参数。本发明能够只利用一个空间机械臂一步辨识出所有质量特性。
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