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Patent Agency Ranking
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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