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公开(公告)号：CN118625670A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410770610.3
申请日：2024-06-14
Applicant: 哈尔滨工业大学(深圳)(哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院)
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及基于深度算子网络的火星大气进入动力学模型构建方法。其深度算子网络设置有分支网络、主干网络和偏置网络，其方法包括：构建探测器的动力学方程，确定动力学初始条件和时变控制量，在主干网络中引入频率编码机制，以将时间输入替换为一系列带有频率信息的新输入值，将动力学初始条件和变化的时变控制量作为初始状态，输入到分支网络中，根据动力学初始条件，通过偏置网络获得偏置项，结合分支网络和主干网络的输出，并引入偏置项，以获得最终的动力学解算结果。本发明通过改进的算子网络，能够实现快速可靠的动力学求解，在一次神经网络前向推理时间内完成动力学解算。
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公开(公告)号：CN113156987A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN116150997B
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202310150018.9
申请日：2023-02-22
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06Q10/04 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 基于阻力预测的火星大气进入路径约束处理方法，属于制导律设计技术领域，本发明为解决现有技术存在探测器的高精度跟踪参考轨迹与安全状态无法兼顾的问题。它包括：根据探测器的物理参数和路径约束条件获得路径约束控制量；根据探测器进入火星大气的期望进入位置和终端位置获得探测器的期望跟踪轨迹；根据探测器的期望跟踪轨迹，获得跟踪制导律，输出期望控制量，对期望控制量进行限幅计算，获得探测器的实际控制量；根据探测器的实际控制量，获得探测器的动力学方程，对探测器进入火星大气的进入路径进行约束。本发明用于对火星大气进入过程的路径约束进行在线修正。
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公开(公告)号：CN116039960B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202310144161.7
申请日：2023-02-21
Abstract: 火星大气进入过程轨迹跟踪制导系统及方法，解决了如何在尽量不损害制导律快速性的同时实现抗饱和效果的问题，属于火星探测技术领域。本发明包括:控制器根据高度跟踪误差e和抗饱和辅助变量χ，结合制导律获得期望控制量uc，制导律中的被控量y＝e+χ，根据uc结合控制约束计算实际控制量u，根据实际控制量u按照参考轨迹进行制导；抗饱和辅助系统根据上一时刻的期望控制量uc和实际控制量u获取Δu，Δu＝u‑uc，获取抗饱和辅助变量χ：#imgabs0#本发明使得制导系统快速退出饱和工作区，在饱和消失时补偿量能够在有限时间内快速收敛至0。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116150997A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310150018.9
申请日：2023-02-22
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06Q10/04 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 基于阻力预测的火星大气进入路径约束处理方法，属于制导律设计技术领域，本发明为解决现有技术存在探测器的高精度跟踪参考轨迹与安全状态无法兼顾的问题。它包括：根据探测器的物理参数和路径约束条件获得路径约束控制量；根据探测器进入火星大气的期望进入位置和终端位置获得探测器的期望跟踪轨迹；根据探测器的期望跟踪轨迹，获得跟踪制导律，输出期望控制量，对期望控制量进行限幅计算，获得探测器的实际控制量；根据探测器的实际控制量，获得探测器的动力学方程，对探测器进入火星大气的进入路径进行约束。本发明用于对火星大气进入过程的路径约束进行在线修正。
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公开(公告)号：CN113156987B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110422593.0
申请日：2021-04-15
IPC: G05D1/08
Abstract: 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。
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公开(公告)号：CN112596390B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202011510681.8
申请日：2020-12-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种航天器姿控系统PWPF调制器参数确定方法，属于航天器姿控技术领域。解决了现有航天器姿控系统调制器参数确定方法通用性差,准确性低的问题。本发明初始化粒子群，确定待优化参数；利用粒子群对待优化的航天器模型进行姿态控制仿真；获得控制器输出和角位置误差；并构建适应度函数；计算每个粒子的个体适应度；利用本粒子群优化算法，对粒子群中每个粒子的速度、位置更新，计算更新后的每个粒子的个体适应度、最优位置和最优速度，获取所有粒子该次更新粒子个体适应度获取每一次更新计算的群体最优适应度函数、个体历史最优位置、群体历史最优位置；获取一组最优PWPF调制器参数值。本发明是用于航天器姿态控制系统参数确定。
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公开(公告)号：CN116039960A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310144161.7
申请日：2023-02-21
Abstract: 火星大气进入过程轨迹跟踪制导系统及方法，解决了如何在尽量不损害制导律快速性的同时实现抗饱和效果的问题，属于火星探测技术领域。本发明包括:控制器根据高度跟踪误差e和抗饱和辅助变量χ，结合制导律获得期望控制量uc，制导律中的被控量y＝e+χ，根据uc结合控制约束计算实际控制量u，根据实际控制量u按照参考轨迹进行制导；抗饱和辅助系统根据上一时刻的期望控制量uc和实际控制量u获取Δu，Δu＝u‑uc，获取抗饱和辅助变量χ：本发明使得制导系统快速退出饱和工作区，在饱和消失时补偿量能够在有限时间内快速收敛至0。
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公开(公告)号：CN112596390A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011510681.8
申请日：2020-12-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种航天器姿控系统PWPF调制器参数确定方法，属于航天器姿控技术领域。解决了现有航天器姿控系统调制器参数确定方法通用性差,准确性低的问题。本发明初始化粒子群，确定待优化参数；利用粒子群对待优化的航天器模型进行姿态控制仿真；获得控制器输出和角位置误差；并构建适应度函数；计算每个粒子的个体适应度；利用本粒子群优化算法，对粒子群中每个粒子的速度、位置更新，计算更新后的每个粒子的个体适应度、最优位置和最优速度，获取所有粒子该次更新粒子个体适应度获取每一次更新计算的群体最优适应度函数、个体历史最优位置、群体历史最优位置；获取一组最优PWPF调制器参数值。本发明是用于航天器姿态控制系统参数确定。
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