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公开(公告)号：CN103034121B
公开(公告)日：2015-05-13
申请号：CN201310014383.3
申请日：2013-01-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B11/42
Abstract: 基于积分分离的递阶饱和PID控制器的控制方法，涉及一种递阶饱和PID控制器的控制方法，解决加入积分项的递阶饱和PID控制器会造成PID运算的积分积累，致使算得的控制量远远超过执行机构最大输出能力对应的极限控制量，最终引起系统较大的超调，甚至引起系统的震荡的问题。根据实时在台四元数Q和目标四元数Qc，计算出偏差向量e；根据星体最大控制加速度ai、最大转动角速度|ωi|max和步骤一获得的偏差向量e计算角速度约束系数Li，同时根据偏差向量e确定积分分离系数矩阵β；结合角速度约束系数Li与积分分离系数矩阵β计算输出力矩uc；分别通过姿态动力学方程与姿态运动学方程求解星体的实际角速度ω与更新后的反馈实时姿态四元数Q。本发明可广泛应用于对航天器的控制系统。
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公开(公告)号：CN101820215B
公开(公告)日：2012-02-15
申请号：CN201010169865.2
申请日：2010-05-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H02M1/36
Abstract: 一种卫星负载自断电与加电控制模块，涉及航天的故障处理技术领域。解决了传统卫星负载发生单粒子锁定故障时，无法自主进行断电再加电并解除锁定故障的问题。电源模块与NMOS管的漏极相连，NMOS管的源极接地，二极管的阴极与NMOS管的栅极相连，阳极与PMOS管的源极相连，电源模块与PMOS管的漏极相连，第一电容的一端连接在NMOS管的栅极与二极管阴极的中间，另一端接地，第一电阻一端连接在二极管的阳极与PMOS管源极的中间，另一端接地，第二电容和第二电阻并联在电源模块的供电电压输出端与PMOS管的栅极之间，电源模块与嵌入式处理器相连，嵌入式处理器与PMOS管的栅极相连，本发明适用于航天卫星负载控制。
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公开(公告)号：CN102320385A
公开(公告)日：2012-01-18
申请号：CN201110177367.7
申请日：2011-06-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种无动力缆绳辅助的空间站有效载荷返回方法，它涉及一种空间站有效载荷返回方法。本发明为了解决现有的空间站有效载荷返回技术因受制于发射窗口的限制，致使有效载荷返回成本高，无法满足空间站有效载荷及时、有效、低成本的返回需求的问题。主要步骤：设定离轨点目标参数tn和L；建立期望的缆绳最优展开轨迹；控制当前缆绳的展开状态参数与期望值一致；控制张力；控制返回舱的运动轨迹；判断返回舱是否到达预定位置；展开释放结束。可广泛应用于空间站或低轨道天基平台的有效载荷返回。
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公开(公告)号：CN101941528A
公开(公告)日：2011-01-12
申请号：CN201010298526.4
申请日：2010-09-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法，它涉及卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。它为解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题而提出。先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，根据运动方程得出姿态偏差角速度；姿态误差四元数表达卫星当前姿态与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系得到控制信号再计算得出卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量并作为反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。它不消耗其它星上资源，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，它可广泛适用于各种需要进行姿态机动的卫星。
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公开(公告)号：CN101934863A
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN201010296539.8
申请日：2010-09-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下：一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Bb、卫星角速度向量Wb和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Alfa；五、计算控制输入力矩向量Tw，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Mm，飞轮根据控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本发明适用于卫星姿态控制领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN101760183A
公开(公告)日：2010-06-30
申请号：CN200910217466.6
申请日：2009-12-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: C09K5/14
Abstract: 计算硅锗超晶格材料界面热阻的方法，涉及计算硅锗超晶格材料界面热阻，解决了目前通过理论和实验方法不能准确分析硅锗超晶格材料传热机理的问题，具体步骤如下：A建立硅锗超晶格材料的非平衡态分子动力学导热模型；B设定导热模型粒子的初始状态，将系统温度调整到要求温度，标定硅锗超晶格材料中粒子在要求温度下的速度；C确定粒子间的作用势能；D计算硅锗超晶格材料中粒子间的作用力；E根据牛顿第二定律，求得硅锗超晶格材料中粒子的运动方程，积分运动方程，求得硅锗超晶格材料中粒子的运动速度；F运用非平衡态分子动力学方法求解硅锗超晶格结构的界面热阻。本发明适用于硅锗超晶格材料热导率研究领域，评价不同因素对界面热阻的影响。
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公开(公告)号：CN119099880A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411218507.4
申请日：2024-09-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出了一种基于模态观测器的刚柔耦合航天器预设时间姿态跟踪控制方法与系统，控制方法包括如下步骤：刚柔耦合航天器姿态动力学建模；使用模态观测器对模态坐标η和模态速度χ的值进行实时估计，解决模态坐标η和模态速度χ无法通过传感器测量得到的问题；基于扰动力矩有界的假设进行控制器的设计。本发明可以确保在刚柔耦合航天器收到姿态跟踪任务指令后预设的时间T以内实际姿态以充分高的精度收敛到期望姿态附近，并可根据具体的任务需求灵活调整T的值；避免了控制器的奇异性问题，保证了控制器在实际应用中的可靠性；保证了控制力矩的连续性，避免了抖振现象，降低了实际应用中执行机构的负担。
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公开(公告)号：CN115610704B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202211185563.3
申请日：2022-09-27
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明实施例公开了一种可在轨实现掠飞观测任务的变轨方法、装置及介质，属于航天器导航制导与控制技术领域；该方法包括：设定计算目标函数值的方法；根据待优化变量中的相互独立变量，在设定的变量取值区域内进行大步长遍历，获得多个数据点；针对每个数据点分别求解兰伯特问题，得到每个数据点对应的目标函数值；在所有数据点对应的目标函数值中筛选获得符合设定观测约束条件的目标函数值；将符合设定观测约束条件的目标函数值中的最小值选取为迭代初值；根据迭代初值基于序列二次规划算法进行迭代优化，获得最终的近似全局最优解。
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