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公开(公告)号：CN114518764B
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202210026728.6
申请日：2022-01-11
Applicant: 中南大学
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及卫星控制技术领域，公开了一种卫星间相对运动的距离控制方法，通过第一位置关系减小伴随卫星与参考卫星之间的距离，根据第二位置关系增大伴随卫星与参考卫星之间的距离，能够将卫星间的距离保持在设定的最大距离和最小距离之间。这样，一方面可以避免星间距离过大，保证两个卫星处于的通信或其它协作关系要求的最大距离范围内；同时，能避免星间距离过小，避免两个卫星之间发生碰撞的情况。本发明提供的方法能够容忍卫星轨道摄动的影响，允许星间距离在最大和最小距离间自然变化，因而能节省控制燃料消耗。本发明提供的方法，仅需要卫星间的相对运动状态信息，而无需对卫星轨道根数进行精确控制，具有运动测量和控制实施上的简便性。
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公开(公告)号：CN119148757A
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411294172.4
申请日：2024-09-14
Applicant: 中南大学
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/15 , G05D109/20
Abstract: 本公开实施例中提供了一种基于自适应动态规划的变后掠飞行器预设性能控制方法，属于控制技术领域，具体包括：构建用于姿态控制的变后掠飞行器运动模型；构造预设性能函数，通过同胚映射得到转换后的误差系统，针对姿态角回路与姿态角速度回路两个子系统分别设计虚拟控制器及稳态控制器；引入代价函数将飞行器姿态跟踪控制问题转化为最优控制问题的求解，基于自适应动态规划技术构建Actor‑Critic网络在线求解最优补偿控制器；结合稳态控制器和最优补偿控制器得到变后掠飞行器控制器，并基于具体飞行工况对控制器性能进行数值仿真。通过本公开的方案，使控制系统具有较好的控制精度与瞬态性能，同时提高了对于未知飞行环境的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN115108053A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202210800962.X
申请日：2022-07-08
Applicant: 中南大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种基于事件触发的空间多星协同编队控制方法，包括：建立航天器编队系统的动力学和运动学模型；在每个跟随者航天器中设置扩张状态观测器，通过扩张状态观测器估计模型不确定性及外部扰动；建立误差数学模型；依据跟踪误差的暂态和稳态行为施加指定的性能约束，设计具有性能保证和指定时间收敛的编队控制器，通过事件触发策略确定编队控制器更新时间；结合人工势函数，设计无碰撞控制项，以避免相邻航天器之间的碰撞。本发明能够在编队成员航天器间无需进行高频信息交互的情况下实现编队航天器的协同控制，完成高性能编队跟踪控制的同时在事件触发机制下实现了航天器无碰撞的编队跟踪。
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公开(公告)号：CN111766890B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202010720697.5
申请日：2020-07-24
Applicant: 中南大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种不依赖神经网络近似的航天器保性能姿态控制方法，包括：步骤1，将航天器数学模型中的参数不确定性、未建模动态和外部扰动作为总扰动，根据总扰动建立航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型；步骤2，在航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型中引入预设性能函数对航天器的姿态回路跟踪误差的稳态和瞬态性能进行约束；步骤3，根据航天器姿态误差控制系统的动力学数学模型和运动学数学模型设计线性扩张高增益观测器，获取航天器姿态误差控制系统状态和总扰动估计值。本发明在不依赖神经网络估计的情况下，实现对航天器姿态的跟踪控制，满足了姿态跟踪的稳定性和精度要求，具有良好的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN111562794B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN202010268045.2
申请日：2020-04-08
Applicant: 中南大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明提供了一种执行器故障和输入量化的航天器姿态控制方法，包括：输入姿态参考指令和姿态角速度参考指令，并根据所述姿态参考指令和姿态角速度参考指令计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；考虑输入故障和滞后不确定性的情况下，捕获后航天器的有限时间姿态控制器，获取控制器的设计控制力矩；将姿态跟踪系统的设计控制力矩输入待控制航天器，判断实际姿态与期望姿态的姿态误差是否满足控制要求；若不满足，则测量受控航天器的实际姿态，并重复以上步骤，直至所述待控制航天器的实际姿态满足控制要求。本发明的姿态控制方法，使航天器能够在保证预设瞬态和稳态性能前提下迅速稳定姿态。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111947668A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010871052.1
申请日：2020-08-26
Applicant: 中南大学
Abstract: 本发明提供了一种基于在线估计的木星探测器测角/测距组合导航方法，首先分别以探测器的位置和速度和木星的位置和速度作为系统状态量，根据轨道动力学建立系统状态模型，再通过测角敏感器获得星光角距量测量，通过X射线脉冲星探测器获得脉冲到达时间量测量，根据星光角距量测量和脉冲到达时间量测量分别建立星光角距量测模型和脉冲到达时间量测模型，使用无迹卡尔曼滤波在线估计修正木星的位置和速度，并获得探测器的位置和速度估计信息，本发明抑制了木星星历误差对导航精度的影响，为木星探测器提供高精度的位置及速度估计信息，对木星探测器自主导航具有重要的实际意义。
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公开(公告)号：CN118466569B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410921557.2
申请日：2024-07-10
Applicant: 中南大学
Abstract: 本发明实施例中提供了一种基于区间理论的高超声速变体飞行器预设性能控制方法，属于控制技术领域，具体包括：建立含有附加力和附加力矩的运动模型，并据此导出机翼对称变形条件下的高超声速变体飞行器六自由度运动模型；根据绕质心运动方程建立控制模型，采用动态面控制方法逐级设计基于区间理论的控制律，最终得到控制量舵偏角；在一定的初始状态拉偏情况下，不考虑模型不确定项和外干扰力矩，将控制量舵偏角输入控制模型，对高超声速变体飞行器的飞行姿态进行跟踪控制。通过本发明的方案，有效解决了传统预设性能控制方案在状态误差接近包络时产生很大的控制动作、造成奇异性的这一问题，提高了控制效率、精准度和适应性。
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公开(公告)号：CN116991176A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310950668.1
申请日：2023-07-31
Applicant: 中南大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本申请适用于无人机控制技术领域，提供了一种无人机编队中僚机的控制方法、终端设备及介质，通过采集无人机编队的实际状态量；根据实际状态量，获取长机的估计状态量；根据估计状态量、期望距离，计算僚机的期望状态量；根据期望状态量和实际状态量，分别计算第一状态误差和第二状态误差；根据第一状态误差和第二状态误差，构建僚机的期望能量函数；根据期望能量函数和无人机编队稳定条件，设计每个僚机的控制律；根据控制律，对无人机编队中的僚机进行控制。本申请能提高无人机编队的鲁棒性和稳定性，并降低计算复杂度，提高计算效率。
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公开(公告)号：CN111947668B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202010871052.1
申请日：2020-08-26
Applicant: 中南大学
Abstract: 本发明提供了一种基于在线估计的木星探测器测角/测距组合导航方法，首先分别以探测器的位置和速度和木星的位置和速度作为系统状态量，根据轨道动力学建立系统状态模型，再通过测角敏感器获得星光角距量测量，通过X射线脉冲星探测器获得脉冲到达时间量测量，根据星光角距量测量和脉冲到达时间量测量分别建立星光角距量测模型和脉冲到达时间量测模型，使用无迹卡尔曼滤波在线估计修正木星的位置和速度，并获得探测器的位置和速度估计信息，本发明抑制了木星星历误差对导航精度的影响，为木星探测器提供高精度的位置及速度估计信息，对木星探测器自主导航具有重要的实际意义。
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