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公开(公告)号：CN105182801B
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201510717204.1
申请日：2015-10-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种基于扩张状态观测器的Stewart平台主动隔振PD控制方法，本发明涉及PD控制方法。本发明是要解决控制策略的制定较为简单，控制精度有待提高、没有考虑系统的不确定性挠性附件的影响、没有考虑平台的结构非线性以及控制算法的设计过程具有任意性的问题而提出的一种基于扩张状态观测器的Stewart平台主动隔振PD控制方法。该方法是通过一、建立Stewart平台的动力学模型；二、建立Stewart平台的六个执行机构的动力学模型；三、得到Stewart平台的状态空间；四、确定观测器对系统状态的观测误差为收敛的观测误差；五、设计基于扩张观测器的PD控制器等步骤实现的。本发明应用于PD控制方法领域。
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公开(公告)号：CN104020778B
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201410273422.6
申请日：2014-06-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 基于跟踪时间‑能耗最优轨线的挠性卫星姿态机动控制方法，涉及一种挠性卫星姿态的机动控制方法。为了解决转动惯量拉偏和损失时间之间的矛盾问题和时间‑能耗最优控制的问题，本发明在考虑挠性振动的影响下，根据时间‑能耗最优控制方法，从机动开始时刻，实时算出一条最优角度跟踪轨线以及其对应的最优角速度跟踪轨线，并通过PD控制，使滚动通道的姿态角跟踪算出来的这条角度最优轨线，保证在损失时间较少的同时对转动惯量的拉偏具有较好的鲁棒性，并在考虑时间最优的同时兼顾飞轮的能耗。本发明适用于挠性卫星姿态的机动控制。
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公开(公告)号：CN105068546B
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201510465443.2
申请日：2015-07-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种卫星编队相对轨道自适应神经网络构形包含控制方法，本发明涉及卫星编队相对轨道自适应神经网络构形包含控制方法。本发明的目的是为了解决现有技术中未考虑系统存在非线性不确定性和外界干扰的情况、未考虑卫星编队系统动力学存在广义干扰情况、未考虑抖振现象以及信息全局可知带来的通讯负担的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立跟随星i的相对轨道动力学方程；步骤二、对步骤一中每一个跟随星设计分布式速度观测器；步骤三、根据跟随星i的相对轨道动力学方程和分布式速度观测器进行神经网络逼近；步骤四、根据步骤三得到的神经网络逼近结果，设计自适应神经网络构形包含控制算法。本发明应用于卫星领域。
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公开(公告)号：CN104536452B
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201510038688.7
申请日：2015-01-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于时间‑燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法，涉及一种航天器相对轨道转移轨迹优化方法。本发明为了解决追踪航天器在相对轨道坐标系中，现有的方法没有考虑推力幅值有限的问题和现有的方法只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题。本发明首先建立相对轨道运动动力学模型分别设计沿三个轴施加的主动控制量ux,uy,uz；然后将相对轨道运动动力学模型解耦为三个子系统：解耦成三个子系统后，将追踪航天器考虑转移时间和燃料消耗的总性能指标转化为每个轴的单轴性能指标最终得到时间—燃料最优控制律为对追踪航天器进行控制。本发明适用于航天器相对轨道转移轨迹优化。
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公开(公告)号：CN105607698A
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201510956742.6
申请日：2015-12-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F1/16
CPC classification number: G06F1/16
Abstract: 一种高可靠性星载计算机系统方案设计方法，本发明涉及高可靠性星载计算机系统方案设计方法。本发明的目的是为了解决星载计算机可靠性低，处理能力低的问题。具体过程为：一、对外部设备进行检测，如果工作状态正常，则正常运行，进行二；如果工作状态不正常，则进行五；二、得到处理后的卫星的状态信息；三、DSP将处理后的卫星的状态信息进行汉明码编码后发送给FPGA；四、如果DSP中有一个或多个出错，则进行六；如果DSP不出错，则星载计算机系统正常运行；五、PGA启动备份的外部设备接替出错外部设备的工作；六、FPGA启动备份的DSP_D接管出错的DSP的工作，并控制出错的DSP重新上电启动。本发明应用于航天领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104698854A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201510137121.5
申请日：2015-03-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 网络Euler-Lagrange系统分布式模糊协同跟踪控制方法，本发明涉及分布式模糊协同跟踪控制方法。本发明是要解决现有技术是针对线性系统提出具有较大局限性；没有考虑网络传输和传感器可视范围的约束存在较大保守性；现有控制算法是有向网络是连通的具有较大局限性等问题。步骤1：对多跟随智能体Euler-Lagrange动力学模型进行处理，将系统的广义不确定性根据其来源进行分类；步骤2：采用自适应模糊控制系统设计，分别实现对系统的两类广义不确定性进行动态在线逼近；步骤3：采用分布式自适应模糊协同跟踪控制算法设计，设计τi使所有的跟随智能体能渐近跟踪领航智能体的轨迹。本发明应用于多智能体协同跟踪控制领域。
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公开(公告)号：CN104590589A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201410802923.9
申请日：2014-12-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 基于燃料最优的火星探测器着陆制导方法，涉及一种火星软着陆的制导方法，属于深空探测技术领域。本发明解决了现有的显式制导律不能实现燃料最优制导以及最优制导律必须存储整条轨迹导致需占用探测器较大存储空间的问题。本发明的技术方案为：探测器燃料最优解的获取；设置路径点并建立路径点库；设计线性反馈制导律，若探测器初始状态信息与路径点库的路径点信息匹配，则实施着陆，否则进行路径点拟合后实施着陆。本发明提出的“路径点+线性制导律”的制导策略，能够基于较小的存储空间实现火星探测器动力下降段的燃料最优制导。本发明适用于火星探测器在动力下降段的制导律。
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公开(公告)号：CN104536452A
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201510038688.7
申请日：2015-01-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 基于时间-燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法，涉及一种航天器相对轨道转移轨迹优化方法。本发明为了解决追踪航天器在相对轨道坐标系中，现有的方法没有考虑推力幅值有限的问题和现有的方法只考虑时间最优或者只考虑燃料消耗问题。本发明首先建立相对轨道运动动力学模型分别设计沿三个轴施加的主动控制量ux,uy,uz；然后将相对轨道运动动力学模型解耦为三个子系统：解耦成三个子系统后，将追踪航天器考虑转移时间和燃料消耗的总性能指标转化为每个轴的单轴性能指标最终得到时间—燃料最优控制律为对追踪航天器进行控制。本发明适用于航天器相对轨道转移轨迹优化。
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公开(公告)号：CN103984236A
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201410239119.4
申请日：2014-05-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 天基布撒器异面轨道布撒控制方法，涉及卫星控制技术领域。本发明为了准确控制发射至目标卫星相近异面轨道的安装有布撒器的卫星喷洒干扰云团，以对目标卫星进行干扰，使目标卫星失去相应的功能。设定tadjust时刻布撒器发射干扰材料完毕；解算tadjust时刻目标星相对于布撒卫星的v0_tar、r0_tar；同时利用r0_tar、v0_tar通过求解方程组计算布撒器喷头与布撒卫星轨道系三轴夹角θx、θy、θz的余弦值以及期望的撞击时间thit；若thit有适当正实数解，则两星相对状态是在发射窗口内，可继续下一步骤；否则等待进入发射窗口；在小于tadjust-tjet时间内计算出θx、θy、θz，并控制布撒器喷头指向期望发射方向；在tadjust-tjet时刻开始发射出干扰云团，使其在tadjust时刻彻底与布撒器分离。本发明方法用于反卫星的控制过程中。
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公开(公告)号：CN105468007B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201510874918.3
申请日：2015-12-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法，本发明涉及基于干扰观测器的挠性卫星轨迹线性化姿态控制方法。本发明是为了解决单一的轨迹线性化控制方法对干扰的抑制能力不强、鲁棒性较差，未考虑到外部干扰以及挠性附件影响的问题。本发明用欧拉角描述航天器姿态，采用等效干扰的思想，建立挠性航天器动力学和运动学方程；忽略等效干扰的情况下求被控对象的伪逆，设计特定形式的准微分器，得到期望轨迹的名义控制；用比例—积分控制设计线性时变调节器。考虑等效干扰的影响，设计干扰观测器，保证挠性航天器的跟踪误差渐近收敛。本发明提高了系统的抗干扰能力，增强了系统的鲁棒性。本发明应用于挠性卫星的姿态控制领域。
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