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公开(公告)号：CN113156987A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN116039960A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310144161.7
申请日：2023-02-21
Abstract: 火星大气进入过程轨迹跟踪制导系统及方法，解决了如何在尽量不损害制导律快速性的同时实现抗饱和效果的问题，属于火星探测技术领域。本发明包括:控制器根据高度跟踪误差e和抗饱和辅助变量χ，结合制导律获得期望控制量uc，制导律中的被控量y＝e+χ，根据uc结合控制约束计算实际控制量u，根据实际控制量u按照参考轨迹进行制导；抗饱和辅助系统根据上一时刻的期望控制量uc和实际控制量u获取Δu，Δu＝u‑uc，获取抗饱和辅助变量χ：本发明使得制导系统快速退出饱和工作区，在饱和消失时补偿量能够在有限时间内快速收敛至0。
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公开(公告)号：CN116150997B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202310150018.9
申请日：2023-02-22
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06Q10/04 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 基于阻力预测的火星大气进入路径约束处理方法，属于制导律设计技术领域，本发明为解决现有技术存在探测器的高精度跟踪参考轨迹与安全状态无法兼顾的问题。它包括：根据探测器的物理参数和路径约束条件获得路径约束控制量；根据探测器进入火星大气的期望进入位置和终端位置获得探测器的期望跟踪轨迹；根据探测器的期望跟踪轨迹，获得跟踪制导律，输出期望控制量，对期望控制量进行限幅计算，获得探测器的实际控制量；根据探测器的实际控制量，获得探测器的动力学方程，对探测器进入火星大气的进入路径进行约束。本发明用于对火星大气进入过程的路径约束进行在线修正。
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公开(公告)号：CN116039960B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202310144161.7
申请日：2023-02-21
Abstract: 火星大气进入过程轨迹跟踪制导系统及方法，解决了如何在尽量不损害制导律快速性的同时实现抗饱和效果的问题，属于火星探测技术领域。本发明包括:控制器根据高度跟踪误差e和抗饱和辅助变量χ，结合制导律获得期望控制量uc，制导律中的被控量y＝e+χ，根据uc结合控制约束计算实际控制量u，根据实际控制量u按照参考轨迹进行制导；抗饱和辅助系统根据上一时刻的期望控制量uc和实际控制量u获取Δu，Δu＝u‑uc，获取抗饱和辅助变量χ：#imgabs0#本发明使得制导系统快速退出饱和工作区，在饱和消失时补偿量能够在有限时间内快速收敛至0。
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公开(公告)号：CN116150997A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310150018.9
申请日：2023-02-22
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06Q10/04 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 基于阻力预测的火星大气进入路径约束处理方法，属于制导律设计技术领域，本发明为解决现有技术存在探测器的高精度跟踪参考轨迹与安全状态无法兼顾的问题。它包括：根据探测器的物理参数和路径约束条件获得路径约束控制量；根据探测器进入火星大气的期望进入位置和终端位置获得探测器的期望跟踪轨迹；根据探测器的期望跟踪轨迹，获得跟踪制导律，输出期望控制量，对期望控制量进行限幅计算，获得探测器的实际控制量；根据探测器的实际控制量，获得探测器的动力学方程，对探测器进入火星大气的进入路径进行约束。本发明用于对火星大气进入过程的路径约束进行在线修正。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113156987B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN117332593A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311306304.6
申请日：2023-10-10
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/0631 , G06Q30/0601 , G06N3/126 , G06Q30/0201 , G06F111/04 , G06F111/08 , G06F119/06
Abstract: 一种基于拍卖算法初始化的航天器多对多交会规划方法，它属于航天器的交会规划领域。本发明解决了现有优化求解策略的性能差的问题。本发明的方案为：步骤一、获取在轨服务任务需求，利用拍卖算法生成初始的在轨服务任务分配结果；步骤二、根据初始的在轨服务任务分配结果生成初始种群；步骤三、基于初始种群进行优化，得到最终的任务分配结果、各服务航天器服务的服务序列、各服务航天器的Lambert转移时长以及变轨参数。本发明方法可以应用于航天器的交会规划领域。
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公开(公告)号：CN115952731A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202211640722.4
申请日：2022-12-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F113/06
Abstract: 一种风力机叶片主动振动控制方法、装置及设备，涉及风力发电技术领域，解决的技术问题为“如何使风力机叶片振动在有限时间收敛”，方法包括：采集风力机叶片结构参数；基于所述结构参数，建立风力机叶片状态空间模型；基于所述风力机叶片状态空间模型，定义第一控制误差和第二控制误差；对所述第一控制误差进行变换，得到变换误差；基于神经网络状态观测器，对所述风力机叶片状态空间模型进行观测得到观测量；根据所述第二控制误差、变换误差以及观测量定义目标函数，并根据所述目标函数得到控制参数；该方法采用有限时间预设性能理论设计误差变量并采用观测器进行观测，保证了风力机叶片稳定性和收敛时间有界，适用于风力机叶片振动控制场景。
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公开(公告)号：CN114815785A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210637971.1
申请日：2022-06-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种基于有限时间观测器的非线性系统执行器鲁棒故障估计方法，它属于非线性系统鲁棒故障估计领域。本发明解决了现有的有限时间观测器在进行非线性系统的故障估计时，未考虑未知输入干扰的问题。本发明方法所采取的主要技术方案为：步骤一、建立含有执行器故障和未知输入干扰的非线性系统模型；步骤二、对非线性系统模型进行解耦获得两个降阶的子系统模型；步骤三、分别基于两个子系统模型进行有限时间观测器的设计；步骤四、求解设计的有限时间观测器的设计参数；步骤五、基于设计的有限时间观测器以及求解出的设计参数对执行器故障进行估计。本发明方法可以应用于非线性系统执行器故障估计。
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公开(公告)号：CN113031570B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202110289496.9
申请日：2021-03-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明的实施例提供了一种基于自适应未知输入观测器的快速故障估计方法及设备。所述方法包括建立动态控制系统的非线性系统模型；根据所述非线性系统模型的增广状态向量建立增广系统模型；根据所述增广系统模型建立自适应未知输入观测器，使所述自适应未知输入观测器满足第一条件；计算增广状态估计误差和执行器故障估计误差；通过线性矩阵不等式对所述自适应未知输入观测器进行误差优化，计算优化后的观测器参数；对所述非线性系统模型的执行器故障以及传感器故障进行估计。以此方式，可以使得动态控制系统在发生故障后，能够及时得到故障信息及具体的故障情况，在尽可能准确估计故障幅值的同时抑制外部干扰对故障估计结果的影响。
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