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公开(公告)号：CN107450588B
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201710904100.0
申请日：2017-09-29
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及一种挠性航天器姿态控制系统的强抗扰控制方法，针对含有非线性动态、挠性振动以及测量噪声多源干扰的挠性航天器姿态控制系统；首先，根据挠性航天器的非线性欧拉角运动学和姿态动力学建立系统的多源干扰模型，完成多源干扰的数学表征与建模；其次，在数学表征与建模的基础上设计干扰观测器对挠性振动进行估计；再次，根据干扰观测器的输出设计扩张状态观测器对系统状态及非线性动态进行估计；最后，根据干扰观测器以及扩张状态观测器的估计值设计强抗扰控制器，基于极点配置求解未知增益，完成强抗扰控制器的设计；本发明具有抗干扰能力强、控制精度高等优点，可用于挠性航天器的高精度控制。
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公开(公告)号：CN108180910A
公开(公告)日：2018-06-19
申请号：CN201711427605.9
申请日：2017-12-26
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： G01C21/20 , G05D1/0825 , G05D1/101
摘要： 本发明涉及一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法。本发明采用滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速高精度制导方法，具有快速性、高精度的特点，适用于多种类型飞行系统及其它高空无人飞行器的快速高精度制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。
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公开(公告)号：CN108153323A
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201711427494.1
申请日：2017-12-26
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： G05D1/0808 , G05D1/101
摘要： 本发明涉及一种高空无人飞行器高精度再入制导方法，第一步，完成再入段气动参数不确定、大气密度不确定及阵风干扰的多源干扰分析，并建立含有气以上三种干扰的高空无人飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步中的动力学模型，设计非线性干扰观测器对高空无人飞行器再入段受到的等价干扰进行估计，得到干扰估计值；第三步，设计比例导引律完成控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的比例导引律设计复合比例导引控制器，完成高空无人飞行器的高精度再入制导方法。本发明采用干扰观测器与比例导引相结合的高精度再入制导方法，具有较强工程实用性，适用于高空无人飞行系统的再入制导系统中，亦适用于飞行器的巡航段及容错控制。
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公开(公告)号：CN105703738B
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610195911.3
申请日：2016-03-31
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： H03H17/00
摘要： 本发明涉及一种无拖曳卫星相对位移通道的精细抗干扰滤波方法，针对含有大气阻力、太阳光压、执行机构噪声、量测噪声以及模型不确定性项等多源干扰的无拖曳卫星的相对位移通道；首先，针对无拖曳卫星相对位移通道所受多源干扰的数学表征，将上述多源干扰分类并建模；其次，建立含有多源干扰的无拖曳卫星相对位移通道的数学模型；再次，构造针对无拖曳卫星相对位移通道的精细抗干扰滤波器；最后，基于凸优化算法求解精细抗干扰滤波器的增益矩阵；本发明具有抗干扰能力强、滤波精度高等优点，可用于无拖曳卫星相对位移通道中。
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公开(公告)号：CN105703738A
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201610195911.3
申请日：2016-03-31
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： H03H17/00
CPC分类号： H03H17/00
摘要： 本发明涉及一种无拖曳卫星相对位移通道的精细抗干扰滤波方法，针对含有大气阻力、太阳光压、执行机构噪声、量测噪声以及模型不确定性项等多源干扰的无拖曳卫星的相对位移通道；首先，针对无拖曳卫星相对位移通道所受多源干扰的数学表征，将上述多源干扰分类并建模；其次，建立含有多源干扰的无拖曳卫星相对位移通道的数学模型；再次，构造针对无拖曳卫星相对位移通道的精细抗干扰滤波器；最后，基于凸优化算法求解精细抗干扰滤波器的增益矩阵；本发明具有抗干扰能力强、滤波精度高等优点，可用于无拖曳卫星相对位移通道中。
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公开(公告)号：CN105629988A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610196201.2
申请日：2016-03-31
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： G05D1/0883
摘要： 本发明涉及一种无拖曳卫星的抗干扰姿态控制方法，针对含有环境干扰力矩、惯量不确定性、执行机构噪声以及未建模动态多源干扰的无拖曳卫星姿态通道；首先，对无拖曳卫星姿态通道所受的多源干扰进行分析、分类，并建立含多源干扰的系统模型；其次，设计干扰观测器对环境干扰力矩进行估计并补偿，采用鲁棒H∞/H2控制对范数有界的干扰进行抑制，对高斯白噪声进行优化；最后，将基于干扰观测器的控制与鲁棒H∞/H2控制进行复合，构成抗干扰控制器，求解干扰观测器及抗干扰控制器的增益矩阵；本发明具有抗干扰能力强、控制精度高等优点，可用于无拖曳卫星的姿态控制中。
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公开(公告)号：CN118151538A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410564548.2
申请日：2024-05-09
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种基于输入诱导观测器的卫星变质心自调节控制方法，属于航天器控制领域，针对质心与惯量变化下的卫星姿态控制系统，所述方法包括如下步骤：首先，基于变质心卫星姿态动力学模型设计输入诱导律，进而完成输入诱导律驱动下的输入诱导观测器的设计；其次，基于输入诱导观测器的估计值，提出卫星的不确定惯量矩阵的在线辨识方法，完成卫星变质心自调节控制律的设计。本发明具有自调节能力强、控制精度高等优点，可用于非合作目标抓取等典型场景中卫星的高精度姿态控制。
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公开(公告)号：CN118011838B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410412175.7
申请日：2024-04-08
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，属于航天器控制领域，针对挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器姿态控制系统，所述方法包括如下步骤：首先，基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型；其次，基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；最后，提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定。本发明具有干扰表征精细、误差标定精度高等优点，可用于航天器高精度在轨误差标定与姿态控制。
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公开(公告)号：CN118011838A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410412175.7
申请日：2024-04-08
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种基于仿生激励干扰分离器的航天器误差标定方法，属于航天器控制领域，针对挠性振动干扰与执行机构误差下的航天器姿态控制系统，所述方法包括如下步骤：首先，基于航天器姿态动力学方程、挠性振动干扰的动态模型以及执行机构误差的静态模型，建立航天器深耦合姿态动力学模型；其次，基于干扰可分离性条件给定仿生激励信号，设计仿生激励干扰分离器实现对挠性振动干扰与执行机构误差的分离估计；最后，提出基于仿生激励干扰分离器的执行机构误差标定方法，实现对效率因子、死区非线性右边界参数和死区非线性左边界参数的在线标定。本发明具有干扰表征精细、误差标定精度高等优点，可用于航天器高精度在轨误差标定与姿态控制。
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公开(公告)号：CN116736707A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310676709.2
申请日：2023-06-08
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G05B13/04 , H02P21/00 , H02P21/13 , H04B10/118
摘要： 本发明涉及一种运动耦合下星载激光通信终端固定时间抗扰控制方法，针对在空间环境干扰、浮动卫星平台耦合力矩及转轴摩擦力矩多源干扰影响下的潜望镜式激光通信终端快速指向控制问题，首先，建立含有上述多源干扰的星载通信终端深耦合模型，通过分析干扰结构及特点将多源干扰视为总扰动力矩；其次，设计固定时间干扰观测器对通信终端所受总扰动力矩进行快速估计；再次，设计标称固定时间控制器并结合干扰观测器形成固定时间复合抗扰控制器；最后，结合通信终端指向时间需求，分析并指导观测器及控制器参数选取，完成运动耦合下星载激光通信终端固定时间抗扰控制。本发明控制方法具有鲁棒性强、指向速度快和保证指向误差固定时间收敛的特点。
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