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公开(公告)号：CN119975841A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202510016928.7
申请日：2025-01-06
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种基于双曲正弦函数的非线性比例‑微分姿态跟踪控制方法，首先采用修正罗德里格参数(MRPs)表示刚体航天器姿态跟踪误差的动力学方程；然后利用比例‑微分控制技术，设计基于双曲正弦函数的非线性比例‑微分姿态跟踪控制器，并显式地给出两个稳定平衡点的吸引域的子集；最后，运用图1所示MATLAB中的simulink模块验证设计的控制方法的有效性。采用本发明设计的姿态控制器使闭环刚体航天器姿态跟踪控制系统具有抗退绕性能，对于初始姿态角速度误差为零的情况下，可以保证航天器通过旋转小于180度的角到达任意的期望姿态。
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公开(公告)号：CN111832115B
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202010489269.6
申请日：2020-06-02
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
Abstract: 本发明公开了对称迟后‑超前校正的一体化频率设计方法，该方法包括(S1)根据所要求的稳态性能指标确定系统的开环增益；(S2)利用已知的开环增益，绘制未校正系统G0(s)的Bode图，并计算未校正系统的剪切频率ωc0，相角裕度γ0和增益裕度Lg0；(S3)根据相角裕度的要求确定超前‑迟后校正环节的α，为使相角裕度r0达到要求值，计算超前环节所需提供的超前相角(S4)确定校正后系统的剪切频率ωc；(S5)确定超前校正环节；(S6)确定迟后校正环节；(S7)检验是否满足系统的性能指标，若不满足要求，可增大附加相角Δ的值，从步骤(S3)重新计算。通过上述方案，本发明达到了一次性处理迟后与超前的目的，具有很高的实用价值和推广价值。
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公开(公告)号：CN111874266B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202010229161.3
申请日：2020-03-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。本发明的有益效果是：本发明通过抗退绕滑模姿态机动控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态机动时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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公开(公告)号：CN111832115A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN202010489269.6
申请日：2020-06-02
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
Abstract: 本发明公开了对称迟后-超前校正的一体化频率设计方法，该方法包括(S1)根据所要求的稳态性能指标确定系统的开环增益；(S2)利用已知的开环增益，绘制未校正系统G0(s)的Bode图，并计算未校正系统的剪切频率ωc0，相角裕度γ0和增益裕度Lg0；(S3)根据相角裕度的要求确定超前-迟后校正环节的α，为使相角裕度r0达到要求值，计算超前环节所需提供的超前相角 (S4)确定校正后系统的剪切频率ωc；(S5)确定超前校正环节；(S6)确定迟后校正环节；(S7)检验是否满足系统的性能指标，若不满足要求，可增大附加相角Δ的值，从步骤(S3)重新计算。通过上述方案，本发明达到了一次性处理迟后与超前的目的，具有很高的实用价值和推广价值。
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公开(公告)号：CN111874266A
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN202010229161.3
申请日：2020-03-27
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。本发明的有益效果是：本发明通过抗退绕滑模姿态机动控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态机动时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109507892A
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201910057842.3
申请日：2019-01-22
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法，立挠性航天器基于四元数的运动学方程和动力学方程，航天器带有挠性附件，并且转动惯量含有摄动项。本发明的有益效果是：提供了一种挠性航天器的自适应滑模姿态稳定控制方法，采用该自适应滑模姿态稳定控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量参数发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定；采用该自适应滑模姿态稳定控制方法可以使航天器系统拥有更好的抑制挠性模态振动的能力，挠性附件的振动可以有效的得以抑制。
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公开(公告)号：CN111009225A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911363065.1
申请日：2019-12-26
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G09G3/36
Abstract: 本发明公开了一种显示屏过驱动装置、过驱动方法及显示装置，主要解决现有过驱动技术仅仅参考前一帧的信息进行过电压调节，没有参考多帧信息，难以改善多种场景下的拖影问题。该过驱动装置包括FPGA芯片，与FPGA芯片相连分别用于接收显示装置发送的第N帧和第N-1帧LVDS信号的第一LVDS接收芯片、第二LVDS接收芯片，与FPGA芯片相连用于存储第N-2帧RGB数据的第一SDRAM存储器，与FPGA芯片相连用于存储查找表数据的存储器，以及与FPGA芯片相连用于发送LVDS信号的LVDS发送芯片。本发明针对多帧参考情况，与传统参考单帧情况一样，只对一帧数据进行SDRAM读写。双LVDS接收模式的使用，节省一个SDRAM存储器的使用，并节省数据的存储与读写处理。利用FPGA芯片进行过驱动处理，也提高数据处理效率。
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公开(公告)号：CN107678281A
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201710959920.X
申请日：2017-10-16
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
CPC classification number: G05B13/042 , G05D1/0883
Abstract: 本发明提供了一种基于修正型罗德里格参数的挠性航天器自适应姿态控制律，包括以下步骤：S1、建立挠性航天器基于修正罗德里格参数的运动学方程和动力学方程；S2、利用自适应反步法，设计基于模态观测器的自适应姿态控制器。本发明的有益效果是：解决了挠性航天器受到干扰信号的抑制问题并实现姿态控制；使用修正罗德里格参数(MRPs)进行计算，相较于使用四元数进行计算可以减少20%~40%的计算量，更加有利于提升挠性航天器控制的实时性。
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公开(公告)号：CN107065913A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710326702.2
申请日：2017-05-10
Applicant: 哈尔滨工业大学深圳研究生院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种转动惯量存在摄动的挠性航天器的滑模变结构姿态控制算法，采用四元数法建立挠性航天器的运动学方程，建立中心刚体带有挠性附件、转动惯量存在摄动的复杂航天器动力学方程，给出了简化的基于混合坐标的挠性航天器姿态动力学方程。本发明的有益效果是：采用本发明设计的姿态控制算法使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统惯量参数发生较大变化时，航天器的姿态能很快趋于稳定。
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公开(公告)号：CN110083171A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201910364543.4
申请日：2019-04-30
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种挠性航天器的动态滑模姿态跟踪控制的方法及系统，该方法包括：步骤S1：建立挠性航天器基于误差姿态四元数的运动学方程和动力学方程；步骤S2：通过引入动态切换函数，设计了挠性航天器姿态跟踪问题的动态滑模姿态跟踪控制律，并设计了一个有限时间收敛的鲁棒微分器对挠性航天器系统的部分状态进行估计。本发明的有益效果是：本发明通过切换函数的设计有效抑制了传统滑模控制律符号函数引起的抖振的问题，动态滑模姿态跟踪控制的方法可以使航天器系统进行姿态跟踪。
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