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公开(公告)号：CN104462810B
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201410735467.0
申请日：2014-12-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法，本发明涉及轮控卫星姿态机动与跟踪控制的调节方法。本发明的目的是为了解决现有需要保证控制系统计算的最大力矩不超过卫星执行机构的最大力矩；需要保证控制系统的姿态精度；不能保证侧重控制的不同方面的问题；不能保证在不同的控制阶段，侧重不同的方向的问题；没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数的问题。步骤一、简写卫星姿态动力学与卫星姿态运动学方程；步骤二、写出优化指标J的表达式；步骤三、对R(x)与Q(x)进行设计；步骤四、求解出uc；步骤五、计算出Tc，将Tc发送给执行机构，控制卫星的姿态。本发明应用于卫星姿态机动与跟踪控制领域。
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公开(公告)号：CN103268067B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201310160984.5
申请日：2013-05-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于拟四元数与拟四元数运动学方程的卫星指向跟踪控制方法，涉及一种基于拟四元数与拟四元数运动学方程的卫星指向跟踪方法，为解决目前涉及卫星指向跟踪控制器所用到的运动学参数设计不合理，不能保证卫星的运动路径最短，并且没有统一的适用于指向跟踪控制的运动学方程的问题。根据指向跟踪控制的要求定义目标系，并保证本体系相对于目标系的欧拉角最小；确定卫星本体系相对于目标系的欧拉角与欧拉轴以及他们在本体系中的运动学方程；确定拟四元数与拟四元数在本体系中的运动学方程；涉及控制器使卫星姿态能够跟踪目标姿态。本发明可广泛应用于卫星指向跟踪控制系统。
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公开(公告)号：CN103235515B
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201310148114.6
申请日：2013-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种利用零运动避免单框架控制力矩陀螺群框架轴转速死区的方法，本发明涉及航天器姿态控制技术领域。本发明是要解决由SGCMG框架轴的最小转速引起的力矩输出误差大、控制精度低的问题。步骤一、产生指令力矩Tc所需要的SGCMGs框架轴转速与零运动的表达式；步骤二、利用奇异值分解方法求取零空间的基底；步骤三、选取优化指标H；步骤四、令H取极小值，求取零空间基底坐标组成的列阵a的单位方向步骤五、求取基底坐标组成的列阵a的幅值a；步骤六、构造零空间基底坐标组成的列阵a的翻转策略；步骤七、根据已经求出的坐标值a与步骤六构造的a的翻转策略求出SGCMGs的零运动本发明应用于航天器姿态控制技术领域。
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公开(公告)号：CN102616386B
公开(公告)日：2014-04-02
申请号：CN201210087918.5
申请日：2012-03-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，它涉及航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法。它是为了解决快速机动航天器飞轮能力利用不充分的问题。构型：该构型中包括有五个飞轮，其中一个飞轮的轴线与机动轴的轴线相重合，另四个飞轮为斜装飞轮；相邻两个斜装飞轮的转轴在航天器非机动平面上的投影的夹角为90°，位于所述航天器非机动平面上的每个斜装飞轮的投影与航天器俯仰轴的夹角和航天器偏航轴的夹角均为45°。优化：安装角为优化量写出飞轮的安装矩阵；以飞轮系统的功耗为指标求出飞轮的分配矩阵。确定非机动轴所需的最大力矩，最终求得机动轴力矩最优的安装角并进行调整实现优化。本发明适用于航天器飞轮构型及其优化。
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公开(公告)号：CN103235515A
公开(公告)日：2013-08-07
申请号：CN201310148114.6
申请日：2013-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种利用零运动避免单框架控制力矩陀螺群框架轴转速死区的方法，本发明涉及航天器姿态控制技术领域。本发明是要解决由SGCMG框架轴的最小转速引起的力矩输出误差大、控制精度低的问题。步骤一、产生指令力矩Tc所需要的SGCMGs框架轴转速与零运动的表达式；步骤二、利用奇异值分解方法求取零空间的基底；步骤三、选取优化指标H；步骤四、令H取极小值，求取零空间基底坐标组成的列阵a的单位方向步骤五、求取基底坐标组成的列阵a的幅值a；步骤六、构造零空间基底坐标组成的列阵a的翻转策略；步骤七、根据已经求出的坐标值a与步骤六构造的a的翻转策略求出SGCMGs的零运动本发明应用于航天器姿态控制技术领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103213691A
公开(公告)日：2013-07-24
申请号：CN201310156932.0
申请日：2013-04-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/22
Abstract: 一种利用卫星滚动轴快速姿态机动卸载滚动轴与偏航轴角动量的方法，属于航天其姿态控制技术领域，解决现有卸载卫星的动量交换执行机构吸收的角动量需要在卫星上额外安装卸载装置，造成卫星造价提高，增加卫星体积与重量的问题。定义卫星的本体系和惯性坐标系并确定初始卸载时刻；通过确定卫星所受到的重力梯度力矩、重力梯度力矩在每个轨道周期内积累的角动量矢量、所有动量交换执行机构在滚动轴需要卸载的角动量与偏航轴需要卸载的角动量大小、卫星卸载的轨道圈数与卫星卸载过程的机动角度、卫星滚动轴机动角度所用时间进行卸载。本发明可广泛应用于执行机构积累的角动量卸载需求。
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公开(公告)号：CN105005312A
公开(公告)日：2015-10-28
申请号：CN201510367515.X
申请日：2015-06-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，属于卫星机动轨迹规划领域。现有的规划轨迹确定方法不能充分利用执行机构的机动能力，且不能保证机动时间最短的问题。一种基于最大角加速度和最大角速度卫星规划轨迹方法，设定与目标姿态对应的目标坐标系，计算卫星由初始姿态机动至目标姿态的欧拉轴em和转角Φm；获得规划轨迹的最大角加速度和最大角速度的约束方程；由表示获得受飞轮最大角动量限制的计算使机动时间tm取最小值时规划轨迹的最大角速度并通过规划轨迹的最大角速度求出规划轨迹的最大角加速度本发明能够保证规划轨迹充分利用飞轮的能力，以使机动时间最短。
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公开(公告)号：CN105022402A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510515288.0
申请日：2015-08-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法，本发明涉及双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法。本发明为解决现有无扰载荷卫星的无接触作动器的有效工作范围以及机动时间长的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立Osxayaza和Obxbybzb，将Osxayaza记为Sa系，Obxbybzb记为Sb系；步骤二、写出载荷平台和服务平台关于双刚体航天器系统质心的转动惯量矩阵；步骤三、写出双刚体航天器的姿态运动学方程和双刚体航天器的角动量守恒方程；步骤四、计算e和Φf；步骤五、写出和Φ(t)的表达式；步骤六、写出qm0、qm、Cao、Cbo、和的表达式；步骤七、得到关于和t的和步骤八、根据Φf、和使用Matlab优化工具箱，求解含约束的最短机动时间。本发明应用于航天器领域。
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公开(公告)号：CN103213691B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201310156932.0
申请日：2013-04-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/22
Abstract: 一种利用卫星滚动轴快速姿态机动卸载滚动轴与偏航轴角动量的方法，属于航天其姿态控制技术领域，解决现有卸载卫星的动量交换执行机构吸收的角动量需要在卫星上额外安装卸载装置，造成卫星造价提高，增加卫星体积与重量的问题。定义卫星的本体系和惯性坐标系并确定初始卸载时刻；通过确定卫星所受到的重力梯度力矩、重力梯度力矩在每个轨道周期内积累的角动量矢量、所有动量交换执行机构在滚动轴需要卸载的角动量与偏航轴需要卸载的角动量大小、卫星卸载的轨道圈数与卫星卸载过程的机动角度、卫星滚动轴机动角度所用时间进行卸载。本发明可广泛应用于执行机构积累的角动量卸载需求。
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公开(公告)号：CN104462810A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410735467.0
申请日：2014-12-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种适用于轮控卫星姿态机动与跟踪控制的SDRE参数调节方法，本发明涉及轮控卫星姿态机动与跟踪控制的调节方法。本发明的目的是为了解决现有需要保证控制系统计算的最大力矩不超过卫星执行机构的最大力矩；需要保证控制系统的姿态精度；不能保证侧重控制的不同方面的问题；不能保证在不同的控制阶段，侧重不同的方向的问题；没有将加权矩阵的参数选取为状态的函数的问题。步骤一、简写卫星姿态动力学与卫星姿态运动学方程；步骤二、写出优化指标J的表达式；步骤三、对R(x)与Q(x)进行设计；步骤四、求解出uc；步骤五、计算出Tc，将Tc发送给执行机构，控制卫星的姿态。本发明应用于卫星姿态机动与跟踪控制领域。
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