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公开(公告)号：CN114253136A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111521881.8
申请日：2021-12-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 基于离散高阶全驱系统方法的组合卫星模拟器控制方法，属于航天器控制技术领域。方法包括：步骤一：针对实验室的组合卫星模拟器系统，建立其离散高阶全驱系统模型；步骤二：提出控制目标；步骤三：建立增广系统；步骤四：反馈控制器设计和问题求解；步骤五：控制律参数化；步骤六：实验验证。本发明实现了利用地面环境模拟真实太空环境下服务星捕获目标星后的组合体运动控制，与传统的关于组合航天器运动控制的相关研究相比，本发明提供了对所提控制方法的实验环节支撑，且避免了将系统原始模型化为一阶状态空间模型的繁琐以及在状态空间方法框架下处理非线性等问题的困难，同时，控制器设计方法简单，参数求解过程数值稳定，具有一定的工程价值。
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公开(公告)号：CN112478200A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011362675.2
申请日：2020-11-27
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，它属于航天器控制技术研究领域。本发明解决了现有方法对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率低下、无法辨识全部质量参数的问题。本发明在利用自适应律估计组合体航天器全部质量参数的同时，还能通过控制器来实现姿轨耦合控制。实验结果表明，本发明提供的方法既可以保证组合体航天器的全部质量参数收敛到真实值，同时还能实现姿态和轨道轨迹跟踪，采用本发明方法可以使组合体航天器的相对位置、相对速度、相对姿态、相对角速度在约1000s时收敛到零，提高了对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率，同时可以辨识出全部质量参数。本发明可以应用于组合体航天器质量参数辨识和姿轨耦合控制。
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公开(公告)号：CN108388134B
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN201810235750.5
申请日：2018-03-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种控制受限轴对称航天器的线性反馈姿态控制方法，本发明涉及控制受限轴对称航天器的线性反馈姿态控制方法。本发明为了解决现有控制器设计复杂，不易于工程实现以及执行器饱和的问题。本发明包括：步骤一：建立控制受限轴对称航天器姿态控制的姿态运动学与姿态动力学方程，根据建立的控制受限轴对称航天器姿态控制的姿态运动学与姿态动力学方程得到线性化姿态方程，其中滚转‑偏航通道与俯仰通道解耦；步骤二：在滚转‑偏航通道，建立滚转‑偏航通道状态空间方程，把滚转‑偏航通道状态空间方程转化为归一化方程，设计有界线性反馈全局镇定控制器；步骤三：在俯仰通道，设计有界线性反馈全局镇定控制器。本发明用于航天器控制领域。
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公开(公告)号：CN110727199A
公开(公告)日：2020-01-24
申请号：CN201911129302.8
申请日：2019-11-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 控制受限航天器交会控制系统的时变反馈有限时间镇定方法，所述镇定方法步骤包括，步骤一：建立控制受限航天器交会控制系统的轨道动力学模型，并得到状态空间方程；步骤二：建立参量Lyapunov方程并分析其性质，通过参量Lyapunov方程的正定解P(γ)，设计显式的控制受限情形下的线性时变反馈控制律，即设计控制受限航天器交会控制系统的状态反馈控制器；步骤三：通过构造显式的Lyapunov函数，利用参量Lyapunov方程解的性质设计控制器参数，保证追踪航天器和目标航天器在有限时间内完成交会任务。本发明为实现控制受限情形下的航天器交会控制系统的有限时间镇定。
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公开(公告)号：CN108804846A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810638145.2
申请日：2018-06-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: G06F17/5009 , B64G1/244
Abstract: 一种非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法，本发明涉及非合作目标组合体航天器的数据驱动姿态控制器设计方法。本发明为了解决设计非合作目标组合体航天器姿态稳定控制器时，组合体航天器参数未知，导致航天器设计过程复杂的问题。本发明包括：一：建立非合作目标组合体航天器姿态控制的姿态运动学方程与姿态动力学方程；二：根据步骤一得到线性化姿态方程，其中系统矩阵参数未知；三：根据得到的线性化姿态方程采用参量李雅普诺夫方程设计Kleinman迭代算法的初始反馈增益K0；四：根据设计的初始反馈增益K0采用数据驱动的方法，设计非合作目标组合体航天器姿态控制器。本发明用于航天器控制领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104197792A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410418611.8
申请日：2014-08-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 一类多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计方法，涉及一种控制领域的增益调度控制器设计方法，本发明还涉及一种BTT导弹控制的方法。本发明为了解决实际系统由设计信号跟踪控制器转化的子系统平衡点不都是相同的问题。本发明利用参量Lyapunov方程法和椭球不变集理论，根据选取系统的状态向量，建立多平衡点线性切换系统，设计多平衡点饱和线性切换系统在于与时间相关的切换路径下的离散增益调度控制器。本发明适用于多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计。
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公开(公告)号：CN104182272A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410443071.9
申请日：2014-09-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法，本发明涉及高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。本发明的目的是为了解决目前高超声速飞行器的控制方法优劣性难以比较，而提供了一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台主要包括：系统初始参数设置模块、六自由度非线性运动模型模块、数据图形输出模块和制导与控制算法模块四个部分；一种用于高超声速飞行器控制方法包括如下步骤：步骤一、主控软件的实现步骤；步骤二、性能评估软件的实现步骤；步骤三、离线仿真的实现步骤；本发明应用于高超声速飞行器领域。
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公开(公告)号：CN118859713A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410885064.8
申请日：2024-07-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 输出受限火星探测器进入段时变反馈有限时间控制方法，属于火星探测技术领域，所述方法包含；一：建立火星探测器进入段的纵向动力学模型并得到状态空间方程；二：建立时变障碍Lyapunov函数，设计输出受限火星探测器进入段时变反馈有限时间基础控制律；然后，基于自适应控制原理，在基础控制律中设计自适应补偿律；最后，通过有限时间基础控制律和自适应补偿律设计输出受限火星探测器进入段时变反馈有限时间跟踪控制器；三：利用时变障碍Lyapunov函数调节控制器参数，保证火星探测器在有限时间内到达预定位置，完成火星探测器进入段飞行跟踪控制任务。本发明为实现输出受限情形下火星探测器进入段的时变反馈有限时间跟踪控制。
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公开(公告)号：CN112478200B
公开(公告)日：2022-06-14
申请号：CN202011362675.2
申请日：2020-11-27
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种对组合体航天器全部质量参数辨识的姿轨耦合控制方法，它属于航天器控制技术研究领域。本发明解决了现有方法对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率低下、无法辨识全部质量参数的问题。本发明在利用自适应律估计组合体航天器全部质量参数的同时，还能通过控制器来实现姿轨耦合控制。实验结果表明，本发明提供的方法既可以保证组合体航天器的全部质量参数收敛到真实值，同时还能实现姿态和轨道轨迹跟踪，采用本发明方法可以使组合体航天器的相对位置、相对速度、相对姿态、相对角速度在约1000s时收敛到零，提高了对质量参数辨识和姿轨耦合控制的效率，同时可以辨识出全部质量参数。本发明可以应用于组合体航天器质量参数辨识和姿轨耦合控制。
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公开(公告)号：CN104155990A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410403999.4
申请日：2014-08-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，涉及一种高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制系统设计方法。本发明为了解决现有技术中飞行器姿态控制在设计时没有考虑攻角约束的问题。本发明根据给定攻角指令αc，设计合适的控制算法，以产生升降舵偏指令δz使得实际攻角α渐近跟踪攻角指令αc，使得实际攻角α始终在区间[αmin,αmax]内变化，飞行器在飞行过程中攻角能够渐近跟踪给定的攻角指令，并且攻角的变化不超过允许的范围，从而能够保证发动机能够正常工作和飞行任务的实现。本发明适用于高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。
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