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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN104656666A
公开(公告)日：2015-05-27
申请号：CN201510104660.9
申请日：2015-03-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法，本发明涉及相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明是要解决现有技术在跟踪位置范围受限时轨道控制困难，轨道姿态耦合控制时影响姿态指向精度等问题。一、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的掠飞轨迹设计；二、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的转移轨迹设计；三、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的姿态控制器设计，即完成了针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明应用于空间航天器领域。
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公开(公告)号：CN105068546A
公开(公告)日：2015-11-18
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：CN105607698B
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201510956742.6
申请日：2015-12-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: 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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公开(公告)号：CN104656666B
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201510104660.9
申请日：2015-03-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法，本发明涉及相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明是要解决现有技术在跟踪位置范围受限时轨道控制困难，轨道姿态耦合控制时影响姿态指向精度等问题。一、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的掠飞轨迹设计；二、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的转移轨迹设计；三、追踪航天器相对空间非合作目标航天器的姿态控制器设计，即完成了针对空间非合作目标的相对轨道设计及高精度姿态指向控制方法。本发明应用于空间航天器领域。
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