-
公开(公告)号：CN119512155A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411634084.4
申请日：2024-11-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D1/65 , G05D1/644 , G05D109/28
Abstract: 本发明提出一种估计弹目视线角速率的“两步”滤波设计方法。所述方法综合应用“地面跟踪”所得的弹目信息和“被动跟踪”所得的目标机动加速度信息进行“两步”滤波从而实现视线角速率提取。所述方法针对大机动目标，首先通过Jerk模型估计出目标加速度，再将其带入所建立的六维模型中进行视线角速率估计。仿真结果表明所述方法能够实现视线角速率的高精度提取，极大地改善了拦截系统对机动目标的拦截性能。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119440064A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411598539.1
申请日：2024-11-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提出一种基于自抗扰控制的欠驱动高超声速飞行器滚转偏航联合控制方法。所述方法针对高动压、大静不稳定性的欠驱动高超声速飞行器的控制问题，首先对系统进行操稳性分析，得到能够实现稳定控制的条件。然后利用滚转偏航通道的控制耦合，采用自抗扰方法对俯仰和滚转通道进行控制，同时利用非线性扩张状态观测器对干扰以及偏航状态的估计能力，对偏航通道进行镇定。为了提升对偏航通道的控制效果，根据操稳性的在滚转通道中加入偏航状态的反馈，从而能够实现对侧滑角的镇定。经过仿真，证明该方法有更好的控制效果。
-
公开(公告)号：CN117985247B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410297966.X
申请日：2024-03-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出航天器推力布局及姿轨一体化控制方法。所述方法首先，考虑近年来航天任务中对多航天器联合工作的需求，研究航天器在伴飞任务要求中的飞行性能，建立了与主航天器之间的耦合相对运动模型。随后，针对航天器之间相对距离较小且主航天器做椭圆轨道运动的特点，设计基于Hill方程的增益制导方法，并结合滑模变结构姿态控制，统一获得航天器的姿态轨道控制指令。进而，根据力与力矩指令统一分配推进器开关逻辑，实现制导控制。最终，通过仿真实验，验证了新型航天器推力器布局方案的可行性与有效性。
-
公开(公告)号：CN118708985B
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202410856855.8
申请日：2024-06-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于标签匹配的分布式多源LMB多目标跟踪方法，它属于多目标跟踪和多传感器信息融合技术领域。本发明的目的是为解决在传感器检测概率低时，现有目标跟踪方法的跟踪精度低且计算复杂度高的问题。本发明的#imgabs0#个传感器节点采用标签多伯努利滤波器对多目标进行跟踪，得到本地的LMB多目标后验概率密度；利用传感器网络中的通信链路来传递LMB多目标后验概率密度；各传感器节点将本地LMB多目标后验概率密度与参考传感器节点的LMB多目标后验概率密度进行标签匹配，得到各传感器节点与参考传感器节点标签匹配结果；根据标签匹配结果进行算术均值融合，得到融合结果，对融合结果进行状态提取后获得目标状态。本发明方法可以应用于多目标跟踪。
-
公开(公告)号：CN119535975A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411634081.0
申请日：2024-11-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出一种基于改进Singer模型的大机动目标建模与跟踪方法。所述方法引入目标的加加速度作为状态变量，建立了状态模型，验证了该非线性状态模型的可观性，通过导引头获得的相对距离、相对速度和视线角速率信息，进行强机动目标加速度和视线角速率的估计，并针对制导过程进行仿真，证明了所提出的方法估计出的目标加速度和视线角速率精度较高，提高了拦截机动目标的性能。
-
公开(公告)号：CN117985247A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410297966.X
申请日：2024-03-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出航天器推力布局及姿轨一体化控制方法。所述方法首先，考虑近年来航天任务中对多航天器联合工作的需求，研究航天器在伴飞任务要求中的飞行性能，建立了与主航天器之间的耦合相对运动模型。随后，针对航天器之间相对距离较小且主航天器做椭圆轨道运动的特点，设计基于Hill方程的增益制导方法，并结合滑模变结构姿态控制，统一获得航天器的姿态轨道控制指令。进而，根据力与力矩指令统一分配推进器开关逻辑，实现制导控制。最终，通过仿真实验，验证了新型航天器推力器布局方案的可行性与有效性。
-
-
-
-
-
Search Results
16
records
(took 0.022 seconds)
