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公开(公告)号：CN114771886B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202210172449.0
申请日：2022-02-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明提供了一种基于卡尔曼滤波的空间转动机构重力卸载装置与方法，属于重力卸载或伺服控制领域。本发明位于转台偏航轴上的位置编码器测量得到偏航姿态角度，将偏航姿态角度经过工控机进行卡尔曼滤波消除延迟和噪声的干扰；将由计划卸载的转台负载重力计算得到的悬线拉力值作为Z轴电机的控制指令，通过悬线上的拉力传感器使悬线拉力始终保持与Z轴电机控制指令相同；在转台负载的重力进行卸载时采用滑模控制对悬线的拉力进行锁定控制。本发明提出的基于卡尔曼滤波的空间转动机构重力卸载装置和方法，解决了二维转动机构的重力卸载环境搭建困难的问题，同时该装置和方法能承载大重量的转台负载、具有跟踪快速性、卸载精度高等优点。
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公开(公告)号：CN114435635B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202210171970.2
申请日：2022-02-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明提供了悬挂气浮组合式三维微重力模拟装置与方法，属于微重力模拟以及伺服控制技术领域。本发明垂向气缸和水平气足支持模拟飞行器，Z轴伺服电机通过悬线与模拟飞行器连接，X、Y轴伺服电机驱动二维移动平台在X、Y方向运动；模拟自由运动时，垂向气缸和水平气足平衡一部分重力，同时工业相机实时测量模拟飞行器位置，驱动X、Y轴伺服电机使二维移动平台跟随模拟飞行器，保持悬线竖直，通过拉力传感器测量拉力信息，驱动Z轴伺服电机确保补偿变质量模拟飞行器的重力。本发明能实时提供变质量模拟飞行器的三维微重力模拟环境，解决垂向微重力模拟初始状态给定困难问题，具有承载负载大、动力学仿真行程长、跟踪快速、模拟精度高等优点。
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公开(公告)号：CN114779628B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202210259510.5
申请日：2022-03-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种基于RBF和多模态切换机制的自抗扰运动控制方法，属于运动控制领域。本发明一种基于RBF和多模态切换机制的自抗扰运动控制方法步骤：一、根据被控对象任务目标，建立具有多模态特征的控制系统模型，对于多模态系统的未知非线性动态，采用RBF神经网络对其进行逼近；二、针对控制系统模型和控制目标，确定和划分被控系统的控制模态，根据当前系统状态信息，判断出当前所处模态，通过多模态切换机制启动对应模态控制器；三、对扰动进行上界估计，实现对系统的未知扰动进行补偿。本发明可对系统扰动集总的上界估计补偿；能够实现多模态系统的控制，对系统中的多模态非线性进行逼近，也可对系统扰动的上界进行估计并给予相应补偿，所设计的控制器具有较强的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN117818914B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410241980.8
申请日：2024-03-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了地外天体探测与软着陆GNC分布式地面模拟装置及方法，属于飞航天器天体捕捉与软着陆地面物理模拟技术领域。解决了现有技术难以实现地外探测器天体捕获和软着陆全过程物理模拟的问题；本发明包括轨道模拟装置、导航定位系统和综合控制管理计算机，轨道模拟装置上设置有引力模拟装置、地形环境模拟装置和模拟器，导航定位系统包括视觉定位装置和视觉导航装置，视觉定位装置设置于轨道模拟装置上方，引力模拟装置与模拟器连接，综合控制管理计算机与导航定位系统、引力模拟装置、地形环境模拟装置和减速阻力模拟装置连接。本发明实现了从地外天体探测捕获到软着陆的整个过程的地面全物理模拟，可以应用于航天器深空探测与软着陆模拟。
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公开(公告)号：CN113777955B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202111018412.4
申请日：2021-09-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提供了一种双航天器跟踪指向装置和方法，属于飞行器地面仿真技术领域。本发明中伴随航天器模拟装置安放在三轴气浮台上，大直径弧形导轨与三轴气浮台的中心轴线重合，随动平台安装在大直径弧形导轨上并可以做弧形运动，立柱立于随动平台上，可以在随动平台上沿大直径弧形导轨的径向移动，参考航天器模拟装置安装在立柱上的直线导轨上，参考航天器模拟装置可在立柱侧面上下滑动同时绕自身轴线转动，指向评估装置固连在立柱底端，用来接受指向来自伴随航天器模拟装置的跟踪指向信号。本发明为全物理仿真装置更加贴合真实空间微重力环境，仿真精度高、装置结构简单、易于维护，能够直观的展示双航天器的相对运动关系。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114162354B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202111157520.X
申请日：2021-09-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明提供了一种模拟火星引力的执行装置，属于多自由度运动控制领域。本发明初始状态利用牵引模块将三自由度运动模组与探测器进行固定，即音圈电机动子部件线圈及线圈固定架的有效线圈保持在定子部件永磁体之间，到达指定位置牵引模块的弹性连接模块与气动抓手分离，此时给引力音圈电机线圈上施加指定大小的电流，线圈及线圈固定架受到的安培力方向指向探测器，探测器上的引力音圈电机定子部件受到的安培力方向与线圈受到的作用力方向相反指向火星模拟点，大小与线圈受到的安培力相等，此探测器受到的作用力即为模拟的火星引力。本发明通过全物理仿真试验实现火星探测器捕获全过程，此结构原理简单，操作方便，具有模拟的引力大小精度高的优点。
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公开(公告)号：CN117234106A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311524986.8
申请日：2023-11-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本申请公开了一种卫星姿轨控制地面仿真系统及其可信度评估方法，属于卫星仿真技术领域，地面仿真系统包括：GNC系统、动力学仿真系统、运动系统、测量系统和通讯系统；各系统之间运行时间同步协议保证仿真系统整体时同性且不需要额外硬件设备。可信度评估方法构建评估指标体系，采用EARTH和专家打分方法获得可信指标序列，通过AHP法获取评估节点各层之间在不同专家重要程度评价下的权重向量，利用D‑S证据理论融合权重向量，根据模糊隶属度函数得到可信指标序列中各时刻的评价向量，使用模糊综合评价法从下至上综合计算系统总的可信度，减轻专家主观因素对于可信度评估的影响，综合评价地面仿真系统动态指标的一致性。
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公开(公告)号：CN117031980A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310969758.5
申请日：2023-08-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B17/02
Abstract: 基于智能规划的空间操控高精度大动态仿真装置、控制方法和系统，属于航天技术领域，解决现有航天器在轨服务模拟器控制技术不稳定、输入信号不连续以及体积大问题。本发明的方法包括：采用卡尔曼滤波结合样条插值算法对指令信号进行预估；将输出指令分配为三维平动装置运动子系统的输入指令信号和小型多自由度操纵子系统的输入指令信号；三维平动装置运动子系统和小型多自由度操纵子系统根据各自的输入指令信号完成路径规划，其中，小型多自由度操纵子系统包括机械臂和末端操纵机构，两个指令相加得到末端操纵机构的最终指令输出，实现对用户指令输入信号的跟踪。本发明适用于航天器在轨服务模拟器的三维平动装置和机械臂的协调与控制。
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公开(公告)号：CN116608937A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310566207.4
申请日：2023-05-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01H9/00 , G01B11/00 , G01B11/03 , G01M1/12 , G06V10/26 , G06V10/28 , G06V10/30 , G06V10/36 , G06V10/34 , G06V10/56
Abstract: 本发明提供了一种基于计算机视觉的大型柔性结构振动模态辨识方法与试验装置，属于仿真测试技术领域。本发明方法步骤如下：相机建模与标定；采集图像；图像预处理；合作靶标轮廓提取；合作靶标质心计算；合作靶标星体坐标解算；合作靶标星体坐标转换；卡尔曼滤波处理；频谱分析。本发明相较于传统振动测量方法与装置具有非接触式、高精度、低辨识误差、易部署等特点，不仅能够在全局范围下进行多点测量，还能够在降低在轨设备复杂度的前提下实现柔性附件振动位移的高精度测量。
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公开(公告)号：CN116010753B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310311054.9
申请日：2023-03-28
Applicant: 伸瑞科技(北京)有限公司 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明公开了一种运动模拟器位姿误差的评估方法、系统、设备及介质，用于六自由度运动模拟器位姿误差的传递综合评估，涉及空间交汇对接地面仿真技术领域，所述方法包括：确定参考坐标系；定义运动模拟器各个误差源，并据此相邻坐标系间的位姿矩阵；通过齐次变换计算出当六自由度运动模拟器运动到标称位姿时其末端坐标系的实际位姿对应所述参考坐标系的位姿矩阵；计算实际位姿与标称位姿的姿态部分的单位特征向量之差，得到姿态误差；计算实际位姿与标称位姿的位移部分之差，得到位移误差与标称位姿及误差源之间的关系；将位移误差和姿态误差分别用方和根进行评估，计算位姿误差的标准差。本发明可以提升测试系统的误差分配以及误差补偿的准确度。
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