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[发明专利]一种基于连续滑模的抗退绕姿轨联合机动控制算法-CN202310719130.X在审
发明人：吴爱国;王海军 -专利权人：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）
申请日： 2023-06-16 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：一种基于连续滑模的抗退绕姿轨联合机动控制算法，涉及一种航天器姿轨控制算法。先基于误差对偶四元数建立航天器的姿轨一体化运动学与动力学模型并进行简化，之后采用滑模控制方案构造包含两个平衡点的滑模函数，避免系统状态在滑模面上滑动期间出现退绕问题，并给出两个平衡点的吸引域，然后为满足系统状态收敛到滑模面上，同时保证在到达阶段的抗退绕性能，基于李雅普诺夫稳定性理论，设计控制算法，最后应用于航天器姿轨控制系统。能够使航天器系统可以快速收敛到期望平衡位置，受到外界干扰时依然具有很好的稳定性和快速性能，整个姿轨一体化运动过程无退绕现象。
一种基于连续抗退绕姿轨联合机动控制算法

[发明专利]一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法-CN202210411511.7有效
发明人：李彬;关涛;张爽娜;张凯;史明明;宁召柯;谈树萍 -专利权人：四川大学
申请日： 2022-04-19 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕控制方法，包括：(1)建立刚性航天器的姿态误差模型；(2)根据姿态误差模型建立抗退绕固定时间滑模面；(3)建立抗退绕势函数；(4)构造基于势函数的固定时间抗退绕滑模控制器，实现固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕。本发明建立了抗退绕势函数，并设计了在期望姿态处具有两个平衡点的固定时间滑模面，如此，通过抗退绕势函数与固定时间抗退绕滑模面相结合，构建出基于势函数的固定时间抗退绕滑模控制器，可以很好地实现固定时间收敛的航天器姿态跟踪抗退绕
一种固定时间收敛航天器姿态跟踪抗退绕控制方法

[发明专利]一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统-CN202010229161.3有效
发明人：董瑞琦;吴爱国;张颖 -专利权人：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）
申请日： 2020-03-27 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态机动控制方法及系统，该抗退绕滑模姿态机动控制方法包括：步骤S1：建立刚体航天器姿态误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫理论，设计抗退绕滑模姿态机动控制算法；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制算法应用于刚体航天器，避免航天器发生退绕的情况。本发明的有益效果是：本发明通过抗退绕滑模姿态机动控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态机动时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
一种刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法系统

[发明专利]刚体航天器基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制方法-CN202110995878.3有效
发明人：董瑞琦;吴爱国;张颖;侯明哲 -专利权人：哈尔滨工业大学（深圳）
申请日： 2021-08-27 - 公布日： 2022-03-25 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。
刚体航天器基于 mrp 参数抗退绕滑模姿态机动控制方法

[发明专利]一种考虑姿态约束与抗退绕的航天器姿态机动控制方法-CN201710521561.X有效
发明人：胡庆雷;池碧茹;王陈亮;郭雷 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-06-30 - 公布日： 2018-08-07 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种考虑姿态约束与抗退绕的航天器姿态机动控制方法，针对航天器在姿态机动过程中存在的姿态约束以及存在的退绕问题，提出一种基于抗退绕规避势函数的姿态机动方法；本发明包括以下步骤：首先，建立航天器姿态机动控制系统模型；然后，根据姿态禁止区设计抗退绕规避势函数；最后，基于设计的势函数设计系统控制律；该方法保证了航天器在进行机动任务中存在抗退绕问题时控制系统的稳定性，使航天器绕过禁止姿态并以最短路程到达目标姿态，以实现优化的快速机动
一种考虑姿态约束抗退绕航天器机动控制方法

[发明专利]一种航天器姿轨一体化反步跟踪控制方法-CN201710186957.3有效
发明人：郭延宁;刘昱晗;吕跃勇;王鹏宇;马广富 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2017-03-24 - 公布日： 2019-10-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：一种航天器姿轨一体化反步跟踪控制方法，本发明涉及航天器姿轨一体化反步跟踪控制方法。本发明为了解决现有技术对航天器的轨道与姿态采用分别独立的控制方式导致跟踪效果差的缺点。本发明步骤包括：步骤一：基于对偶四元数建立航天器姿轨一体化相对运动学和动力学模型；步骤二：根据步骤一建立的航天器姿轨一体化相对运动学和动力学模型，基于反步法设计控制器；步骤三：根据步骤二设计的控制器，设计基于抗饱和法的输入有界控制器本发明在反步控制器的基础上考虑输入有界问题，设计了基于抗饱和环节的输入有界反步控制器。本发明能够实现追踪航天器对目标航天器的六自由度姿轨协同跟踪，适用于实际的在轨情况，本发明用于航天领域。
一种航天器一体化跟踪控制方法

[发明专利]小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法-CN201811540524.4有效
发明人：崔平远;付文涛;朱圣英;徐瑞;刘阳 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2018-12-17 - 公布日： 2020-05-12 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开的小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法，特别涉及一种基于扩张状态观测器的小天体悬停姿轨一体控制方法，属于深空探测领域。本发明实现方法包括如下步骤：步骤1，建立小天体悬停姿轨一体动力学模型；步骤2，通过构造扩张状态观测器，对影响系统输出的各种扰动作用进行实时估计，通过实时估计结果在非线性控制律中进行动态补偿，实现对复杂非线性系统的良好控制本发明能够实现小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制，进而能够获得探测器相对目标悬停点的位置、速度以及姿态的全状态高精度控制，满足精确悬停任务需求。
天体悬停耦合控制方法

[发明专利]刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统-CN202110995865.6有效
发明人：董瑞琦;吴爱国;张颖;侯明哲 -专利权人：哈尔滨工业大学（深圳）
申请日： 2021-08-27 - 公布日： 2022-04-22 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法；步骤S4：设计动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域；步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况本发明通过抗退绕滑模姿态跟踪控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态跟踪时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
刚体航天器抗退绕滑模姿态跟踪控制方法系统

[发明专利]多约束条件下的姿轨一体跟踪控制方法、装置-CN202210123550.7在审
发明人：王常虹;张大力;夏红伟;马广程;李同顺;朱文山 -专利权人：伸瑞科技（北京）有限公司;哈尔滨工业大学
申请日： 2022-02-10 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及多约束条件下的姿轨一体跟踪控制方法、装置，所述方法包括：步骤S1，建立航天器姿轨一体化动力学模型；步骤S2，根据所述航天器姿轨一体化动力学模型，建立抗欠驱动的相对运动姿轨一体化控制器；步骤S3，所述相对运动姿轨一体化控制器对跟踪航天器的执行机构进行控制。既考虑了欠驱动情况下的姿轨一体化控制问题，与未考虑欠驱动的控制相比，收敛速度更快，能量消耗更少，控制性能得到了极大的提高。
约束条件下一体跟踪控制方法装置

[发明专利]一种考虑角速度约束的航天器姿态抗退绕控制方法-CN201810109225.9有效
发明人：胡庆雷;陈巍;郭雷;王陈亮 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-02-02 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：一种考虑角速度约束的航天器姿态抗退绕控制方法，第一步考虑航天器姿态控制，构建虚拟期望角速度；第二步基于第一步建立的虚拟期望角速度，构建新的抗退绕姿态偏差函数，实现航天器退绕问题的处理；第三步基于第一步和第二步，建立了新的障碍Lyapunov函数，并在此基础之上设计了在考虑角速度约束情况下的航天器姿态抗退绕控制器。本发明考虑存在角速度约束以及退绕因素在内的航天器姿态机动过程中，可以实现确保航天器保证角速度维持在实际约束范围内，并且不会出现退绕的问题，避免了航天器无用的额外转动路径，使得控制方法具有很好的实用性。
退绕航天器姿态角速度约束航天器构建虚拟航天器姿态控制机动过程转动路径姿态偏差控制器期望保证

[实用新型]一种具有退绕装置的氨纶加弹机-CN202220013758.9有效
发明人：周其方;孙国华;王伟忠;程小斌 -专利权人：浙江越剑智能装备股份有限公司
申请日： 2022-01-05 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： D02G1/02 文献下载
摘要：本实用新型提供一种具有退绕装置的氨纶加弹机，包括原丝架、副机架、主机架、上油器、脚踏板和探丝器，副机架上设有切丝器、第一罗拉、第一罗拉移丝装置、槽筒箱、摩擦辊、管筒架和定长装置，主机架与副机架之间设有变形热箱，主机架上设有冷轨、线槽部件、假捻器、第二罗拉、第二罗拉移丝装置、定型热箱、退绕机构、第四罗拉、第四罗拉移丝装置、网络装置、第三罗拉和第三罗拉移丝装置，所述退绕机构包括固定在主机架上的横梁，所述横梁上设有退绕罗拉组件，所述横梁设有可翻转的氨纶组件，所述横梁上设有用于吸附氨纶组件的吸铁组件，本实用新型提供了一种退绕效果好的具有退绕装置的氨纶加弹机。
一种具有装置氨纶加弹机

[发明专利]一种重装空投装备自动调姿系统-CN201811278849.X有效
发明人：陈勇;李锦红;陈涛;史锐;邹长庚;张鹍;周永明;周俊明 -专利权人：航宇救生装备有限公司
申请日： 2018-10-30 - 公布日： 2022-02-01 - 主分类号： B64D17/22 文献下载
摘要：本发明公开了一种重装空投装备自动调姿系统，包括装载机台、导向装置、抱索装置和调姿装置，导向装置包括导向轨，导向轨呈环形分布于装载机台的四周，抱索装置设置于导向轨上，可沿导向轨绕装载机台环形移动；调姿装置包括连接带
一种重装空投装备自动系统

[发明专利]卫星姿轨控闭环仿真及开环老练并行测试方法及系统-CN202210124991.9在审
发明人：卞晶;戴正升;何夏维;赵璟;宋俊辉;方禹鑫;吴子轶;谢祥华;严玲玲;朱野;曹彩霞 -专利权人：中国科学院微小卫星创新研究院;上海微小卫星工程中心
申请日： 2022-02-10 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星姿轨控闭环仿真及开环老练并行测试方法及系统，包括：综合电子系统、姿轨控动力学仿真系统、姿轨控真实单机以及姿轨控单机采集系统；断开综合电子系统设备端电缆；综合电子系统与姿轨控动力学仿真系统的光纤陀螺模拟接口、星敏感器模拟接口、电推进模拟接口连接；综合电子系统分别与姿轨控动力学仿真系统和姿轨控真实单机的反作用轮、磁力矩器连接；姿轨控单机采集系统分别与姿轨控真实单机的光纤陀螺、星敏感器、电推进器、太阳敏感器、磁强计连接；形成姿轨控闭环仿真和开环老练并行测试。本发明适用于短周期商业批产卫星的姿轨控闭环仿真及开环老练并行测试，在卫星装星后实现了对姿轨控闭环仿真和开环老练并行测试。
卫星姿轨控闭环仿真开环老练并行测试方法系统

[发明专利]一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法-CN202011346533.7有效
发明人：胡建龙;范林东;戴路;徐开;王国刚;孟德利;郑鸿儒;刘东宸 -专利权人：长光卫星技术有限公司
申请日： 2020-11-26 - 公布日： 2022-01-07 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：包括以下步骤：步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；步骤三、推力器工作进行轨控。本发明对于未装有姿控推力器或姿控推力器损坏的卫星，在卫星轨道控制任务中，令卫星的姿态绕推力器矢量轴进行旋转，能够保证卫星在推进干扰力矩持续作用的情况下，卫星各个轴的角动量始终控制在了一定范围内。使得卫星在仅有轨控推力器的情况下，轨控任务能够长时间持续工作，极大的提升了卫星的轨道控制能力。
一种利用姿态旋转进行干扰角动量平衡轨道控制方法

[发明专利]整星条件下严格回归轨道控制测试系统及方法-CN202011468341.3在审
发明人：栗双岭;孙英梅;魏春;陈筠力;陈阳;凌惠祥;温俊健;韩东升;徐犇 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2020-12-14 - 公布日： 2021-04-30 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种整星条件下严格回归轨道控制测试系统及方法，包括：姿轨控管理单元、姿轨控敏感器、姿轨控执行机构、综合管理单元、GNSS接收机、地面动力学设备以及GNSS模拟器；所述姿轨控管理单元与综合管理单元、GNSS接收机相连接；所述姿轨控管理单元与姿轨控敏感器、姿轨控执行机构相连接；所述姿轨控敏感器、姿轨控执行机构与地面动力学设备相连接；所述地面动力学设备与GNSS模拟器相连接；所述GNSS模拟器与GNSS本发明通过在常规整星姿轨控测试系统中增加GNSS模拟器，将卫星轨道数据接入控制闭环，同时在动力学计算机中增加严格回归轨道参考轨道，实现了严格回归轨道控制方案的测试。
条件下严格回归轨道控制测试系统方法

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