-
公开(公告)号：CN106814746A
公开(公告)日：2017-06-09
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：CN104656666B
公开(公告)日：2017-04-26
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。
-
公开(公告)号：CN105353763A
公开(公告)日：2016-02-24
申请号：CN201510869675.4
申请日：2015-12-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: G05D1/0883 , G05D1/101
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。
-
公开(公告)号：CN105301968A
公开(公告)日：2016-02-03
申请号：CN201510861726.9
申请日：2015-11-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明是一种基于反步滑模技术的Stewart平台主动隔振控制方法，属于航天领域。本发明为解决敏感载荷的隔振问题提供了一种基于反步滑模技术的Stewart平台主动隔振控制方法。具体步骤包括：步骤一、通过建立Stewart平台的运动学及动力学模型；步骤二、计算Stewart平台的状态空间；步骤三、根据状态空间表达式设计反步滑模控制器；步骤四、计算反步滑模控制器的稳定性。本发明方法具有控制精度高，鲁棒性好的优点。
-
公开(公告)号：CN105242680A
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510712305.X
申请日：2015-10-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种相对非合作目标的航天器相对轨道有限时间抗饱和控制方法，本发明涉及相对非合作目标的航天器相对轨道有限时间抗饱和控制方法。本发明为了解决现有控制方案中控制器的设计复杂，求解过程麻烦，脉冲控制下航天器相对轨道转移过程对未知因素的应变能力弱，采用滑模控制，控制器会频繁切换，引起系统抖振，而且在现有的方法中没有考虑到实际工程中的控制器存在饱和，不能在有限时间内收敛到期望值以及在实际的工程应用中有一定的限制的问题。具体方法为：建立相对轨道运动动力学模型；将相对轨道运动动力学模型C-W方程进行解耦，得到解耦后的双积分系统；根据解耦后的双积分系统设计有限时间饱和控制器。本发明应用于航天领域。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105182801A
公开(公告)日：2015-12-23
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：CN105138011A
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201510547325.6
申请日：2015-08-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种航天器在轨服务观测空间目标局部范围的时间和燃料脉冲最优遍历方法，本发明涉及航天器轨道控制。本发明是要解决对空间目标某一局部范围进行多方位在轨服务观测的问题，而提出了一种航天器在轨服务观测空间目标局部范围的时间和燃料脉冲最优遍历方法。该方法是通过一、得到追踪航天器相对位置和相对速度的状态转移方程；二、将M°的角度的范围均分为l×l个细分的网格；三、采用螺旋形式对所有细分网格进行遍历确定遍历顺序；四、将求解最优遍历方案的问题转化成非线性规划问题；五、根据执行机构的实时情况转化成相应的速度脉冲施加给追踪航天器等步骤实现的。本发明应用于时间和燃料脉冲最优遍历领域。
-
公开(公告)号：CN104898418A
公开(公告)日：2015-09-09
申请号：CN201510172378.4
申请日：2015-04-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种挠性卫星自适应神经网络滑模姿态控制方法，本发明涉及一种挠性卫星自适应神经网络滑模姿态控制方法。本发明是要解决挠性卫星由于帆板模态振动和天线转动造成姿态波动，降低系统稳定性的问题而提出的一种挠性卫星自适应神经网络滑模姿态控制方法。该方法是通过步骤一、建立挠性卫星姿态动力学模型；步骤二、得到简化后的挠性卫星姿态动力学方程；步骤三、根据简化后的挠性卫星姿态动力学方程，利用RBF神经网络设计滑模姿态控制器；步骤四、进一步采用RBF神经网络逼近符号函数η′sgn(s)，削弱抖振对滑模姿态控制器的影响；得到削弱抖振后的滑模姿态控制器等步骤实现的。本发明应用于挠性卫星姿态控制领域。
-
公开(公告)号：CN104865829A
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201510137004.9
申请日：2015-03-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 多机器人系统分布式自适应神经网络连续跟踪控制方法，属于机器人系统控制领域。现有的多机器人系统的协调跟踪控制方法使多机器人系统存在参数不确定性和外界干扰的问题。一种多机器人系统分布式自适应神经网络连续跟踪控制方法，首先，在仅有部分跟随者可以获得动态领航者状态信息的情况下，为使所有跟随者都可获得动态领航者的状态信息，在存在通讯时延的限制下设计分布式观测器。然后，考虑系统存在参数不确定性和外界干扰，利用两个神经网络设计的分布式自适应跟踪控制表达式进行控制，使逼近误差趋于零。此外，分布式自适应跟踪控制表达式的控制算法为连续控制，因此不会给系统带来抖振且具有更大的实际应用价值。最后，仿真实验验证了控制算法的有效性。
-
公开(公告)号：CN104527994A
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201510030643.5
申请日：2015-01-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法，本发明涉及异面交叉快变轨道稳定姿态指向跟踪控制方法。本发明为了解决现有技术未考虑航天器的惯量不确定性，依赖于状态初值，无法自由调整收敛时间，以及飞轮在奇异方向产生的补偿力矩需要人为设计的问题。具体是按照以下步骤进行的：步骤一、设追踪星与目标星位于异面交叉轨道上，需要确定期望姿态；步骤二、期望姿态跟踪控制律的设计；步骤三、消除期望姿态跟踪控制律的抖振；步骤四、追踪星与目标星轨道交叉点的期望姿态随追踪星与目标星轨道交叉点间的距离而变化，根据期望姿态跟踪控制律来确定执行机构的配置方案，求解期望姿态控制力矩。本发明应用于卫星控制领域。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
115
records
(took 0.031 seconds)
