公开(公告)号：CN115268480B

公开(公告)日：2023-03-31

申请号：CN202210735836.0

申请日：2022-06-27

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  陈雪芹 ,  鲁明 ,  霍涛 ,  吴凡 ,  曹喜滨

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明提出一种基于李代数的欠驱动航天器姿态控制方法、设备和介质。本发明所述方法首先建立航天器的动力学模型和基于李代数的运动学模型；其次，提出整体的控制策略，在运动学层面假设欠驱动轴角速度为零，然后设计驱动轴的角速度指令以稳定三轴姿态，在动力学层面设计驱动轴角速度跟踪与欠驱动轴角速度阻尼的联合控制律实现完全的姿态稳定。针对欠驱动轴的角速度阻尼任务，设计了终端滑模控制律，相比传统的线性滑模控制律提高了收敛速度，也因此提高了整个控制系统的精度。

公开(公告)号：CN114329943B

公开(公告)日：2023-01-24

申请号：CN202111593650.8

申请日：2021-12-23

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  霍涛 ,  鲁明 ,  吴凡 ,  刘明 ,  邱实 ,  王峰

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F30/17 ,  G06F17/16 ,  G06F111/04 ,  G06F111/10

摘要： 本发明实施例公开了一种基于姿态旋转矩阵的控制性能边界设计方法、装置及介质；该方法包括：根据刚体本体系相对于惯性系的当前姿态旋转矩阵和刚体本体系相对于惯性系的期望姿态旋转矩阵获取针对被控刚体的姿态误差矩阵；根据所述姿态误差矩阵生成姿态误差函数；根据基于姿态旋转矩阵的无穷小转动的表达式计算姿态误差函数的导数；利用叉乘运算和迹运算的性质化简姿态误差函数的导数并导出3维姿态误差向量；根据设定的控制性能要求，对所述姿态误差向量中的每个分量进行不等式约束；利用SO(3)上的平移不变度量将所述对姿态误差向量中每个分量的不等式约束上界转化为对被控刚体在所述控制性能要求下的姿态误差边界，即控制性能边界。

公开(公告)号：CN114329943A

公开(公告)日：2022-04-12

申请号：CN202111593650.8

申请日：2021-12-23

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  霍涛 ,  鲁明 ,  吴凡 ,  刘明 ,  邱实 ,  王峰

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F30/17 ,  G06F17/16 ,  G06F111/04 ,  G06F111/10

摘要： 本发明实施例公开了一种基于姿态旋转矩阵的控制性能边界设计方法、装置及介质；该方法包括：根据刚体本体系相对于惯性系的当前姿态旋转矩阵和刚体本体系相对于惯性系的期望姿态旋转矩阵获取针对被控刚体的姿态误差矩阵；根据所述姿态误差矩阵生成姿态误差函数；根据基于姿态旋转矩阵的无穷小转动的表达式计算姿态误差函数的导数；利用叉乘运算和迹运算的性质化简姿态误差函数的导数并导出3维姿态误差向量；根据设定的控制性能要求，对所述姿态误差向量中的每个分量进行不等式约束；利用SO(3)上的平移不变度量将所述对姿态误差向量中每个分量的不等式约束上界转化为对被控刚体在所述控制性能要求下的姿态误差边界，即控制性能边界。

公开(公告)号：CN115268480A

公开(公告)日：2022-11-01

申请号：CN202210735836.0

申请日：2022-06-27

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  陈雪芹 ,  鲁明 ,  霍涛 ,  吴凡 ,  曹喜滨

IPC分类号： G05D1/08

摘要： 本发明提出一种基于李代数的欠驱动航天器姿态控制方法、设备和介质。本发明所述方法首先建立航天器的动力学模型和基于李代数的运动学模型；其次，提出整体的控制策略，在运动学层面假设欠驱动轴角速度为零，然后设计驱动轴的角速度指令以稳定三轴姿态，在动力学层面设计驱动轴角速度跟踪与欠驱动轴角速度阻尼的联合控制律实现完全的姿态稳定。针对欠驱动轴的角速度阻尼任务，设计了终端滑模控制律，相比传统的线性滑模控制律提高了收敛速度，也因此提高了整个控制系统的精度。

公开(公告)号：CN115092420B

公开(公告)日：2023-02-17

申请号：CN202210629016.3

申请日：2022-06-06

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  陈雪芹 ,  鲁明 ,  霍涛 ,  吴凡 ,  曹喜滨

IPC分类号： B64G1/24

摘要： 本发明提出一种基于方向余弦矩阵的复杂约束下航天器姿态机动规划方法、设备和介质。本发明所述方法通过时域变换，解耦了空间和时间，使得姿态约束和动力学约束逐步得到满足。首先建立基于方向余弦矩阵的航天器姿态运动学和动力学模型，并对复杂约束进行建模，从而完成对复杂约束下姿态机动问题的描述。然后在虚拟时域内进行路径规划，得到满足姿态约束和边界条件的姿态机动。最后进行运动规划，通过时域变换得到实际时域的角速度和控制力矩。本发明使用方向余弦矩阵作为姿态参数，使得规划所得结果更加直观，更易使用。

公开(公告)号：CN115092420A

公开(公告)日：2022-09-23

申请号：CN202210629016.3

申请日：2022-06-06

申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)

发明人： 岳程斐 ,  陈雪芹 ,  鲁明 ,  霍涛 ,  吴凡 ,  曹喜滨

IPC分类号： B64G1/24

摘要： 本发明提出一种基于方向余弦矩阵的复杂约束下航天器姿态机动规划方法、设备和介质。本发明所述方法通过时域变换，解耦了空间和时间，使得姿态约束和动力学约束逐步得到满足。首先建立基于方向余弦矩阵的航天器姿态运动学和动力学模型，并对复杂约束进行建模，从而完成对复杂约束下姿态机动问题的描述。然后在虚拟时域内进行路径规划，得到满足姿态约束和边界条件的姿态机动。最后进行运动规划，通过时域变换得到实际时域的角速度和控制力矩。本发明使用方向余弦矩阵作为姿态参数，使得规划所得结果更加直观，更易使用。