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公开(公告)号：CN115892519B
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202310161150.X
申请日：2023-02-23
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种用于近距离航天器轨道脉冲博弈的航天器控制方法，涉及航天器轨道博弈领域。本发明是为了解决现有的航天器控制方法不符合实际的工作环境要求，导致航天器发动机无法在航天器轨道博弈对策下正常工作的问题。本发明包括：获取航天器状态信息，建立惯性坐标系和轨道坐标系，获取航天器在惯性坐标系和轨道坐标系下位置和速度信息；利用位置和速度信息建立C‑W方程，将C‑W方程转换为Ricaati方程，获得最优闭环反馈控制率；获取航天器所受推力，将航天器所受推力转换到惯性坐标系下，利用惯性坐标系下的推力变化获得航天器实时位置信息；根据航天器实时位置信息计算Lambert轨道转移的脉冲推力微分对策，获取交会过程所需速度增量。本发明用于实现航天器轨道博弈。
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公开(公告)号：CN115892519A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202310161150.X
申请日：2023-02-23
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种用于近距离航天器轨道脉冲博弈的航天器控制方法，涉及航天器轨道博弈领域。本发明是为了解决现有的航天器控制方法不符合实际的工作环境要求，导致航天器发动机无法在航天器轨道博弈对策下正常工作的问题。本发明包括：获取航天器状态信息，建立惯性坐标系和轨道坐标系，获取航天器在惯性坐标系和轨道坐标系下位置和速度信息；利用位置和速度信息建立C‑W方程，将C‑W方程转换为Ricaati方程，获得最优闭环反馈控制率；获取航天器所受推力，将航天器所受推力转换到惯性坐标系下，利用惯性坐标系下的推力变化获得航天器实时位置信息；根据航天器实时位置信息计算Lambert轨道转移的脉冲推力微分对策，获取交会过程所需速度增量。本发明用于实现航天器轨道博弈。
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公开(公告)号：CN115540877B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202211115386.1
申请日：2022-09-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种考虑地球扁率的太阳光照系数确定方法，它属于天体物理及轨道动力学领域。本发明解决了采用现有方法计算太阳光照系数的精度低的问题。本发明方法采取的技术方案为：步骤S1、根据太阳和地球的几何关系计算地球到太阳方向单位向量eSun；步骤S2、根据卫星和地球的几何关系以及eSun确定卫星所处的区域，所述卫星所处的区域包括卫星在考虑扁率的地球的本影区、半影区、全影区和光照区；再根据卫星所处的区域确定太阳光照系数。本发明方法可以应用于天体物理及轨道动力学领域。
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公开(公告)号：CN113032910B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110394714.5
申请日：2021-04-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种挠性航天器作动器布局优化方法，解决了现有航天器作动器/传感器布局优化方法通用性差的问题，属于结构振动控制领域。本发明包括：S1、对柔性结构进行模态分析，获取柔性结构振动的模态信息利用模态信息得到各阶模态的有效模态质量Meff,i；S2、建立作动器布局优化准则：S3、以作动器布局优化准则作为作动器的安装位置布局的适应度函数，求解适应度函数值最大的作动器的安装位置布局为作动器最优的安装位置布局，完成作动器布局优化。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113032910A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110394714.5
申请日：2021-04-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种挠性航天器作动器布局优化方法，解决了现有航天器作动器/传感器布局优化方法通用性差的问题，属于结构振动控制领域。本发明包括：S1、对柔性结构进行模态分析，获取柔性结构振动的模态信息利用模态信息得到各阶模态的有效模态质量Meff,i；S2、建立作动器布局优化准则：S3、以作动器布局优化准则作为作动器的安装位置布局的适应度函数，求解适应度函数值最大的作动器的安装位置布局为作动器最优的安装位置布局，完成作动器布局优化。
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公开(公告)号：CN105301968B
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201510861726.9
申请日：2015-11-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明是一种基于反步滑模技术的Stewart平台主动隔振控制方法，属于航天领域。本发明为解决敏感载荷的隔振问题提供了一种基于反步滑模技术的Stewart平台主动隔振控制方法。具体步骤包括：步骤一、通过建立Stewart平台的运动学及动力学模型；步骤二、计算Stewart平台的状态空间；步骤三、根据状态空间表达式设计反步滑模控制器；步骤四、计算反步滑模控制器的稳定性。本发明方法具有控制精度高，鲁棒性好的优点。
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公开(公告)号：CN103728980B
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201410007259.9
申请日：2014-01-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 航天器相对轨道的控制方法,本发明涉及航天器的近距离相对轨道控制方法。以实现航天器的掠飞模式，即追踪航天器在进入与目标航天器相关的指定空间范围后按自身轨道运行，只需要进行姿态控制；从而克服传统的悬停、伴随飞行、绕飞等方法可能出现计算复杂、姿轨控耦合导致指向精度不高、易暴露身份、时间难以保持等问题。本发明的方法通过下述步骤实现：一、追踪航天器进入目标航天器的视线角范围内而且追踪航天器进入二者之间确定的距离范围内；二、计算并确定追踪航天器期望轨道的起点、末点和初始入轨速度，并确定主飘方向；三、追踪航天器在期望轨道的起点，以上述计算并确定的初始入轨速度进入轨道，并在期望轨道的末点脱离轨道。
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公开(公告)号：CN105093934A
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201510505266.6
申请日：2015-08-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 考虑干扰与模型不确定性的多机器人系统分布式有限时间跟踪控制方法，涉及多机器人系统的控制方法。为了解决现有的多机器人控制系统控制方法的鲁棒性较差的问题和多机器人系统的整体通讯负担过重的问题。本发明首先建立多机器人系统中领航机器人的动力学模型和跟随机器人的动力学模型针对多机器人系统，计算多机器人系统的有向图图论中的加权邻接矩阵A及Laplacian矩阵；然后设计多机器人系统的分布式有限时间跟踪控制律实现每个跟随机器人在有限时间内追随具有动态时变轨迹的领航机器人，完成多机器人系统有限时间跟踪控制。本发明适用于多机器人系统的控制领域。
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公开(公告)号：CN105068427A
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201510547586.8
申请日：2015-08-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种多机器人系统有限时间鲁棒协同跟踪控制方法，涉及多机器人系统的控制方法。为了解决现有的多机器人控制系统控制方法的鲁棒性较差的问题和多机器人系统的整体通讯负担过重的问题。本发明首先建立多机器人系统中跟随机器人的动力学模型动力学模型可线性化为：定义变量qri、z1i、z2i，结合虚拟控制器α1i得到设计分布式控制律和线性化参数自适应律实现每个跟随机器人在有限时间内追随具有动态时变轨迹的领航机器人且跟踪误差有界，完成多机器人系统有限时间跟踪控制。本发明适用于多机器人系统的控制领域。
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