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公开(公告)号：CN114936471B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202210671501.7
申请日：2022-06-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20 , G06T1/20 , G06F111/10
Abstract: 一种基于并行计算的航天器碰撞预警分层快速筛选方法，本发明涉及基于并行计算的航天器碰撞预警分层快速筛选方法。本发明的目的是为了解决现有筛选方法仅采用几何筛选和一些简单的二体摄动环境下的筛选不能够满足精度需求，而均使用高精度数值方法进行筛选会消耗大量时间，实用性较小的问题。过程为：一、利用预筛选模块从几何角度上筛除不可能接近的空间目标，得到保留的空间目标；二、保留存在接近风险的目标以及接近时刻；三、得到最小接近距离；四、得到碰撞概率，与概率阈值比较后，对大于阈值的目标给出碰撞警告。本发明用于航天器碰撞预警筛选领域。
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公开(公告)号：CN109606739B
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN201910108507.1
申请日：2019-01-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种探测器地月转移轨道修正方法，包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。本发明还公开了一种探测器地月转移轨道修正装置。
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公开(公告)号：CN119045330A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411174569.X
申请日：2024-08-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。
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公开(公告)号：CN118753524A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410973177.3
申请日：2024-07-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种考虑碰撞规避的航天器脉冲机动优化方法，本发明涉及考虑碰撞规避的航天器脉冲机动优化方法。本发明属于卫星轨道控制领域。本发明的目的是为了解决现有方法求解航天器燃料最优的碰撞规避脉冲时间较长的问题。过程为：步骤一、基于可达域包络模型，构建脉冲时间固定的单脉冲碰撞规避问题优化模型；步骤二、基于步骤一的优化模型，利用牛顿迭代方法求解给定避碰时刻下航天器最小脉冲；步骤三、对步骤二中的避碰时刻进行一维搜索，得到最优避碰时间，基于最优避碰时间得到避碰时间自由的最小脉冲。
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公开(公告)号：CN117401187A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311319644.2
申请日：2023-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于代数条件的复杂外形航天器碰撞规避控制方法，属于航天器编队控制领域，本发明为解决航天器在空间中进行近距离位姿机动时发生碰撞的问题。本发明方法包括以下步骤：S1、基于李群SE(3)建立追踪星相对空间翻滚目标航天器的运动学及动力学方程；S2、引入位形误差势函数以获取位形误差矢量；S3、设计碰撞规避机制，包括追踪星和目标航天器之间的碰撞规避和追踪星之间的碰撞规避，所述追踪星和目标航天器均构建最小包络椭球；S4、为碰撞规避约束设计连续可微的人工势函数；S5、结合S1‑S4设计碰撞规避反馈控制律
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108490973B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201810355799.4
申请日：2018-04-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明实施例公开一种航天器编队相对轨道确定方法及装置。所述方法包括：测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。
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公开(公告)号：CN108490973A
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201810355799.4
申请日：2018-04-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明实施例公开一种航天器编队相对轨道确定方法及装置。所述方法包括：测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。
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公开(公告)号：CN115675942B
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202211387246.X
申请日：2022-11-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种考虑输入饱和及运动约束的跟踪控制方法、装置及介质，该方法包括：针对服务航天器与目标航天器之间的期望距离构建期望平动；针对服务航天器与目标航天器之间的视线角指向约束构建所述服务航天器期望姿态；针对在轨服务过程中的任务需求，构建平动及转动的约束条件；基于所述期望平动以及平动约束条件，以最小化燃料及跟踪误差为目标构建针对相对位置的MPC控制器；基于所述服务航天器的期望姿态及转动约束条件，通过的MPC角速度规划模块获取期望的角速度；根据所述期望的角速度设计自适应抗饱和滑模控制器，并通过抗饱和辅助系统处理控制力矩饱和问题，以获得用于指向跟踪的姿态控制器。
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公开(公告)号：CN118170023A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410298638.1
申请日：2024-03-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种考虑推力器约束的航天器直线抵近空间目标的姿轨耦合控制方法，它属于航天器动力学控制技术领域。本发明解决了现有方法不能准确、可靠地获得航天器直线抵近空间目标时的姿控与轨控推力器控制指令的问题。本发明方法具体为：1、根据推力器布局及推力大小将推力器分配给姿态和轨道的各控制通道；2、规划航天器从初始零姿态调整至期望的直线抵近姿态的机动路径，设计航天器调整至期望直线抵近姿态的姿态机动控制律；3、根据抵近过程中轨控干扰力矩设计姿态稳定前馈补偿控制律；4、根据轨控推力输出限幅系数设计基于反馈线性化的三轴轨道控制律；5、将前述控制指令转化为推力器响应的开关机指令。本发明方法可以应用于航天器控制。
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公开(公告)号：CN117922847A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410140442.X
申请日：2024-01-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种基于可达域覆盖的脉冲轨道博弈策略，本发明涉及脉冲轨道博弈策略。本发明的目的是为了解决现有的基于人工智能的方法无法从理论上获得拦截器防止目标逃逸成功的燃料条件的问题。过程为：一、给定初始时刻拦截器和目标器的标称轨道参数后，寻找目标器无机动情况下燃料最优的脉冲时刻和拦截时刻，计算得到最优拦截器脉冲矢量；二、计算目标器在拦截时刻的脉冲可达域包络；三、获得拦截器在t*f时刻覆盖目标脉冲可达域所需的最小追逐脉冲幅值；四、分别针对拦截器的首次脉冲不进行优化和拦截器的首次脉冲进行优化，获得满足可达域覆盖约束的最优解；五、对获得的拦截器满足可达域覆盖约束的最小追逐脉冲幅值进行修正。本发明用于航天领域。
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