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公开(公告)号：CN106468523A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610847370.8
申请日：2016-09-23
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明公开了一种小型化红外/激光共口径目标模拟器，其特征在于所述目标模拟器包括红外/激光发射光学系统、红外/激光合束组件、红外靶标及黑体组件、激光回波焦面调整组件、激光回波模拟系统和导引头出射激光束光轴测量系统。该模拟器可用于测试采用共口径和共光轴设计的红外/激光复合制导导引头的性能，具体功能包括：测试红外/激光复合制导导引头中红外成像系统的成像性能；测试红外/激光复合制导导引头中激光测距系统的测距精度；检测红外/激光复合制导导引头中红外成像系统与激光发射系统的光轴同轴度。本发明结构紧凑、稳定，便于携带，同时可与运动系统配合对红外/激光复合制导导引头做动态测试。
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公开(公告)号：CN115342815B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202211037198.1
申请日：2022-08-26
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G01C21/20
Abstract: 反大气层内或临近空间机动目标视线角速率估计方法，它属于导弹制导控制技术领域。本发明解决了由于目标加速度的估计结果不精确以及拦截导弹弹体的冲击振动，导致对目标与导弹视线角速率估计的精度低的问题。本发明基于机动目标跟踪滤波器跟踪得到目标加速度信息，再结合目标加速度信息和冲击振动带来的扰动信息，采用无迹卡尔曼粒子滤波算法对视线角速率进行滤波估计，克服了由于现有的目标与导弹角速度估计方法中目标加速度的不精确以及弹体的冲击振动所带来的视线角速率估计精度低的问题，进而根据本发明的视线角速率的估计结果提高制导精度。本发明方法可以应用于导弹制导控制技术领域。
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公开(公告)号：CN114918406B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202210439323.5
申请日：2022-04-25
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明提出了一种制备多孔材料的新型冷冻铸造装置及铸造方法，属于多孔材料冷冻铸造领域，特别是涉及一种制备多孔材料的新型冷冻铸造装置及铸造方法。解决了现有技术中难以实现对冷冻温度、温度梯度、凝固前沿速度、多孔材料形状以及外力场的精确控制的问题。它包括浆料模具、两个铜帽、两个双层冷却铜棒和温度控制系统，所述浆料模具的两侧均设置有铜帽，所述两个铜帽对称设置，所述铜帽一端与料浆模具间隙配合，另一端与双层冷却铜棒的一端间隙配合，所述双层冷却铜棒包括内层腔体与外层腔体，所述内层腔体设置在外层腔体内部。它主要用于多孔材料的冷冻铸造。
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公开(公告)号：CN111797478B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202010734714.0
申请日：2020-07-27
Applicant: 北京电子工程总体研究所 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06T7/246 , G06T7/277 , G06F119/14
Abstract: 一种基于变结构多模型的强机动目标跟踪方法，涉及目标跟踪领域，针对临近空间高速强机动目标的跟踪时，目标跟踪精确度低的问题，包括步骤一：利用目标飞行器的动力学特性构建动力学跟踪模型集，然后获取机动目标跟踪系统的状态方程集；步骤二：建立系统测量模型，并根据建立的系统测量模型得到系统的测量方程和测量噪声；步骤三：基于系统的状态方程集、系统的测量方程和测量噪声，对目标飞行器的运动状态以及气动参数进行递推估计。本发明基于目标飞行器的动力学特性构建动力学跟踪模型集，提高了目标运动的描述精度，进而采用改进的变结构多模型跟踪算法提高了目标跟踪精确度。
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公开(公告)号：CN114951664A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210433965.4
申请日：2022-04-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种石墨烯与碳化硅混杂增强铝基复合材料及其制备方法，涉及复合材料制备技术领域，包括如下步骤：步骤S1：在氩气的保护氛围下，将纳米碳化硅颗粒、铝粉和过程控制剂混合并球磨后，再加入石墨烯纳米片，经变速球磨，得到均匀的石墨烯/纳米碳化硅/铝复合粉体；步骤S2：对所述石墨烯/纳米碳化硅/铝复合粉体进行预压后，经真空放电等离子烧结、挤压成型后，得到呈准连通以及层状分布石墨烯与碳化硅混杂增强铝基复合材料。本发明通过采取纳米碳化硅颗粒和铝粉预先同速球磨混合、然后再加入石墨烯纳米片变速球磨的方式，有效防止石墨纳米片结构过度破坏并提高其分散均匀性，通过真空放电等离子烧结减少界面不良反应。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111897214B
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202010591441.9
申请日：2020-06-24
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种基于序列凸优化的高超声速飞行器轨迹规划方法，它属于高超声速飞行器轨迹规划技术领域。本发明解决了传统序列凸优化方法存在的可行性问题和收敛性问题。本发明的序列凸优化部分针对高超滑翔飞行段展开设计，提出了带罚函数的置信域加速算法。算法分为两步，第一步对非线性约束引入松弛变量，放弃置信域约束，目的是能够在更大的解空间中寻找可行解。待微分方程约束误差足够小后，转入下一步规划。第二步将目标函数重设为最小化置信域误差，主要解决子问题与原问题不等价的问题。基于这种方式能够在较差初值下，准确而迅速地完成多约束轨迹规划工作，具有极大实用性。本发明可以应用于高超声速飞行器轨迹规划。
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公开(公告)号：CN111931287A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010640882.3
申请日：2020-07-06
Applicant: 北京电子工程总体研究所 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15
Abstract: 一种临近空间高超声速目标轨迹预测方法，属于临近空间高超声速目标轨迹预测领域，本发明为了解决现有技术中通过制导规律在线辨识、拟合外推或模板匹配等方法实现轨迹预测，在临近高超声速目标防御过程中，目标的动力学模型等是未知的，且高超声速目标制导律复杂多变，在线估计困难且误差较大的问题，本发明通过将所得历史弹道数据分解为弹道趋势信号和弹道周期跳跃信号，并分别对趋势信号进行建模，对周期跳跃信号进行建模，最后对步骤二建立的趋势信号模型和步骤三建立的周期跳跃信号模型进行叠合得到弹道完整参数化模型，然后基于完整模型外推实现轨迹预测，本发明主要适用于高超声速目标横向机动轨迹预测、目标速度预测等方面。
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公开(公告)号：CN111783307A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010646801.0
申请日：2020-07-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种高超声速飞行器状态估计方法，解决了现有技术中对于混合高斯噪声导致估计精度低的问题，属于高超声速飞行器状态估计与轨迹预报技术领域。本发明的方法包括：建立高超声速飞行器跟踪动力学模型，确定高超声速飞行器跟踪动力学模型的状态量，本发明将气动参数和面质比的乘积、速度倾侧角引入高阶状态量中，对飞行器动力学模型在线估计、建模；利用鲁棒高阶容积卡尔曼滤波方法对高超声速飞行器的量测数据进行处理，对确定的状态量进行估计，实现高超声速飞行器的状态估计。同时本发明还可以根据获得的状态估计结果Xk，对其中的参数Dk、Lk和νk建立自回归模型，确定模型系数，利用确定系数的自回归模型对高超声速飞行器的轨迹进行预测。
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公开(公告)号：CN111783307B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202010646801.0
申请日：2020-07-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种高超声速飞行器状态估计方法，解决了现有技术中对于混合高斯噪声导致估计精度低的问题，属于高超声速飞行器状态估计与轨迹预报技术领域。本发明的方法包括：建立高超声速飞行器跟踪动力学模型，确定高超声速飞行器跟踪动力学模型的状态量，本发明将气动参数和面质比的乘积、速度倾侧角引入高阶状态量中，对飞行器动力学模型在线估计、建模；利用鲁棒高阶容积卡尔曼滤波方法对高超声速飞行器的量测数据进行处理，对确定的状态量进行估计，实现高超声速飞行器的状态估计。同时本发明还可以根据获得的状态估计结果Xk，对其中的参数Dk、Lk和νk建立自回归模型，确定模型系数，利用确定系数的自回归模型对高超声速飞行器的轨迹进行预测。
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公开(公告)号：CN109948304B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN201910310212.2
申请日：2019-04-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20
Abstract: 临近空间高超声速飞行器AHW的弹道预测方法，它属于飞行器弹道预测技术领域。本发明解决了在临近空间高超声速飞行器AHW有机动时，采用现有方法对飞行器弹道的预测结果误差大的问题。本发明针对临近空间高超声速飞行器AHW，考虑目标受气动力等复杂情况的影响，在飞行器质量、参考面积，气动力参数等敌方飞行器参数未知的情况下，基于当前时刻对于位置和速度的预测，通过求解微分方程，对下一时刻的位置及速度进行预测，直至完成弹道预测。相比于传统方法，本发明方法提高了弹道预测精度，减小了弹道预测误差。采用本发明方法可以使终端位置预报误差小于10km。本发明可以应用于飞行器弹道预测技术领域。
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