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公开(公告)号：CN110276144A
公开(公告)日：2019-09-24
申请号：CN201910560945.1
申请日：2019-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种垂直起降运载器气动参数在线辨识方法，所述方法在风洞数据的基础上，利用极大似然法对不同飞行条件下的气动参数进行辨识，再通过训练神经网络的方式建立运载器飞行条件和气动参数间的关系，以适应运载器气动参数随飞行条件变化的情况。本发明基于风洞数据和极大似然法进行气动参数辨识，风洞数据气动插值表得到的气动参数，可以为极大似然法辨识参数提供良好的初值；训练后的神经网络可以用于气动参数在线辨识，实时性好，具有良好的工程实用性。该方法解决了垂直起降运载器气动参数离线辨识中一组气动参数对应多种飞行条件与实际不符、运载器气动参数在线辨识实时性差的问题，可用于在线气动参数辨识。
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公开(公告)号：CN108536020B
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201810785121.X
申请日：2018-07-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，属于飞行器控制技术领域。将具有固定收敛特性的自适应滑模趋近律和二阶固定时间收敛扩张状态观测器引入到模型参考自适应滑模控制器设计中，从而提高了系统对复杂外部干扰抑制能力，同时也提高了模型跟踪的精度和跟踪速度。
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公开(公告)号：CN109782596A
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201910035928.6
申请日：2019-01-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。该方法设计了以栅格舵为执行机构、考虑不确定性的运载火箭子级控制系统模型，给出了鲁棒控制器的求解流程，从而保证了火箭子级在大参数不确定条件下的稳定和保性能飞行。本发明可有效提高运载火箭子级在大气层内飞行过程中控制系统的鲁棒性，通过充分利用栅格舵在大动压区的高控制效率，有效保障子级对制导指令的高精度跟踪。相较于经典控制方法和非线性及智能控制方法，本发明在实现控制系统对不确定参数的鲁棒稳定同时，也保证了较高的工程可实践性，将在运载火箭子级返回落区控制以及未来的垂直起降可重复使用领域发挥重要作用。
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公开(公告)号：CN109696090A
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201910040520.8
申请日：2019-01-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明提出了一种针对运载火箭\导弹的在线单发推力辨识方法，属于飞行器控制技术领域。所述在线单发推力辨识方法包括：步骤一、建立运载火箭\导弹健康工作模型；步骤二、运载火箭\导弹推力损失故障初步诊断；步骤三、推力损失系数修正。所述一种针对运载火箭\导弹的在线单发推力辨识方法具有结构简单、设计过程简洁的特点。
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公开(公告)号：CN109542112A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201910016022.X
申请日：2019-01-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: G05D1/0858 , G05B13/042 , G05B13/047
Abstract: 本发明提出一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法，包括以下步骤：步骤一：建立垂直起降可重复使用火箭返回姿态控制状态方程；步骤二：设计固定时间收敛扰动观测器；步骤三：设计跟踪微分器；步骤四：设计基于固定时间收敛扰动观测器的抗扰控制器。本发明消除了滑模控制不连续控制项带来的抖振问题，同时通过调节观测器参数从而平衡系统收敛速度、鲁棒性和精度要求，减少观测器调节过程对控制系统造成的影响，因此在垂直起降可重复使用火箭返回飞行姿态控制器设计中具有广阔的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109426155A
公开(公告)日：2019-03-05
申请号：CN201811050675.1
申请日：2018-09-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出了垂直起降可重复使用运载器通用快速弹道迭代设计方法，属于运载火箭弹道设计技术领域。所述方法包括步骤一：确定待迭代设计运载器的飞行程序各控制量，所述各控制量包括各飞行段的时间和程序角指令；步骤二：确定待迭代设计的飞行程序各控制量的可行域；步骤三：确定终端约束要求，所述终端约束要求包括回收场经纬度、终端高度、速度和倾角的要求；步骤四：根据终端约束精度要求，确定各终端约束的加权系数；步骤五：根据迭代控制量和迭代目标量维数，利用广义牛顿迭代方法进行弹道迭代设计；步骤六：获得满足精度要求的通用快速弹道。具有高精确性、高可靠性的特点。
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公开(公告)号：CN108984907A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810789782.X
申请日：2018-07-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括发射惯性系下的矢量计算及转化为制导坐标系下矢量的计算、估算剩余飞行时间、推力项和引力项的一、二次积分计算、对程序角系数求解和两个坐标系下的程序角转化。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因而带来的大偏航角条件下的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN108759565A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810582474.X
申请日：2018-06-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，属于制导与控制技术领域。通过箭载GPS/INS导航量测获得惯性系下子级的位置、速度矢量，结合任务的期望目标落点位置、速度信息，计算虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量，通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，得到惯性视线角速度在弹道系下的分量，得到考虑重力补偿的虚拟比例导引过载指令，用于输入栅格舵控制系统实现控制。所述方法具有有效提高子级落区和子级重复使用返回制导精度的特点。
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公开(公告)号：CN108549787A
公开(公告)日：2018-09-18
申请号：CN201810768560.X
申请日：2018-07-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出了一种基于运动脉动球的火箭液体大幅晃动模型建立方法，属于动力学建模技术领域。所述方法基于运动脉动球模型的等效，利用Newton-Euler法和功能关系，建立出可以得到储箱受力、液体运动和火箭姿态运动的等效微分方程，达到精确预示液体火箭的力学环境的目的。本方法充分考虑了火箭大角度快速调姿情况下储箱内液体大幅非线性晃动，并考虑液体表面张力以及液体毛细力的影响，提高了模型的精度，能有效解决传统的球摆或弹簧质量等线性等效力学模型无法适用于液体大幅晃动对火箭干扰的问题。
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公开(公告)号：CN108267051A
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201810040890.7
申请日：2018-01-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 基于几何关系更新目标点的迭代制导方法，属于制导与控制技术领域。本发明是为了解决传统迭代制导方法由于放开制导坐标系X方向的终端位置约束而导致精度较差的问题。它包括对推力和引力进行二次积分，获得制导坐标系下的预测目标点，实时将预测目标点的X方向坐标值与实际终端约束目标点的X方向坐标值相比较，获得X方向实时预测制导偏差；以及根据X方向实时预测制导偏差，利用几何关系更新方法计算当前预测目标点与新目标点真近点角的更新变化量，进而获得新目标点坐标；并将新目标点作为下一个制导周期中的实际终端约束目标点，直至制导结束。本发明用于迭代制导。
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