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公开(公告)号：CN112486196A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011392656.4
申请日：2020-12-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法。步骤1：设置参数；所述准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，xp轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2的时间Δt；步骤4：利用步骤1‑3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差。用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。
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公开(公告)号：CN111649734A
公开(公告)日：2020-09-11
申请号：CN202010532068.X
申请日：2020-06-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于粒子群算法的捷联导引头目标定位方法，属于制导与控制技术领域。本发明是为了解决直瞄状态下装备捷联导引头进行末制导，导引头工作一定时间后出现故障或者被干扰，无法提供制导信息时，直瞄初始装订目标误差较大而导致目标打击精度差的问题。此方法首先记录一段时间内，导引头所测的制导炸弹的体视线角信息及同步的制导炸弹的位置信息和姿态角信息；然后基于粒子群算法，设置合适的参数并初始化粒子种群，通过粒子的位置和记录的制导炸弹不同时刻的位置信息和姿态角信息，求解出对应的制导炸弹的体视线角，以记录的体视线角与计算得到的体视线角误差作为适应函数，迭代求解出目标位置，作为后续导引头故障后的制导目标。
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公开(公告)号：CN111273548A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010080596.6
申请日：2020-02-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于参考模型和扰动精确观测补偿的三阶舵机控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、设计三阶舵机控制器；步骤二、建立三阶舵机模型；步骤三、选择参考模型；步骤四、选择外环控制律；步骤五、建立内环二阶控制模型；步骤六、建立二阶扩张状态观测器并设计状态观测器参数；步骤七、设计非线性滑模律；步骤八、设计信号预处理策略；步骤九、三阶舵机控制。本发明具有响应快速无超调、对参数变化不敏感、鲁棒性较好、控制精度高、抗干扰性强等优点。
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公开(公告)号：CN109254533B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811242887.X
申请日：2018-10-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出基于状态积分的梯度‑修复算法的高超声速飞行器快速轨迹优化方法，包括以下步骤：步骤一：对高超声速飞行器的动力学模型进行无量纲化处理，对轨迹优化中的过程约束和终端约束条件进行合理转化，根据轨迹优化的精度需求选择采样点密度并确定轨迹优化模型；步骤二：判断初始条件下或者梯度近似运算后高超声速飞行器的飞行轨迹对约束方程和最优性方程的满足情况；步骤三：对所得优化结果进行平滑处理；剔除控制量结果中的跳跃点，应用插值方法进行平滑处理。本发明解决了复杂飞行环境下的高超声速飞行器的快速轨迹优化问题。
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公开(公告)号：CN110471275A
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201910818273.X
申请日：2019-08-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明记载一种非奇异终端滑模有限时间收敛角度约束制导方法，属于制导与控制技术领域，具体技术方案如下：一种非奇异终端滑模有限时间收敛角度约束制导方法，包括以下步骤：步骤一、建立目标-飞行器相对运动方程；步骤二、非奇异终端滑模有限时间收敛角度约束制导律设计；步骤三、对制导律进行稳定性分析。本发明结合非奇异终端滑模面和终端滑模趋近律，提出一种非奇异终端滑模有限时间收敛角度约束制导方法，所述方法能够有效避免在滑模面上的奇异抖振问题，保证有限时间收敛，提高落点精度，具有广阔的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109541941A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811377089.8
申请日：2018-11-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种针对垂直起降运载器主动段飞行的自适应增广抗扰容错方法，属于飞行器控制技术领域。所述方法包括：步骤一：基本PID控制器设计；步骤二：自适应增益调节律设计；步骤三：干扰补偿算法；步骤四：最优控制分配算法；步骤五：快速故障检测与自适应容错控制算法。所述方法能够满足实际飞行控制要求，控制参数设计简单，具有详细的控制性能指标进行表征，同时也具有鲁棒性更强、自适应性更好和控制结构更简单等优点。
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公开(公告)号：CN108267051B
公开(公告)日：2019-01-25
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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公开(公告)号：CN109254533A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201811242887.X
申请日：2018-10-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出基于状态积分的梯度-修复算法的高超声速飞行器快速轨迹优化方法，包括以下步骤：步骤一：对高超声速飞行器的动力学模型进行无量纲化处理，对轨迹优化中的过程约束和终端约束条件进行合理转化，根据轨迹优化的精度需求选择采样点密度并确定轨迹优化模型；步骤二：判断初始条件下或者梯度近似运算后高超声速飞行器的飞行轨迹对约束方程和最优性方程的满足情况；步骤三：对所得优化结果进行平滑处理；剔除控制量结果中的跳跃点，应用插值方法进行平滑处理。本发明解决了复杂飞行环境下的高超声速飞行器的快速轨迹优化问题。
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公开(公告)号：CN111649734B
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN202010532068.X
申请日：2020-06-11
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于粒子群算法的捷联导引头目标定位方法，属于制导与控制技术领域。本发明是为了解决直瞄状态下装备捷联导引头进行末制导，导引头工作一定时间后出现故障或者被干扰，无法提供制导信息时，直瞄初始装订目标误差较大而导致目标打击精度差的问题。此方法首先记录一段时间内，导引头所测的制导炸弹的体视线角信息及同步的制导炸弹的位置信息和姿态角信息；然后基于粒子群算法，设置合适的参数并初始化粒子种群，通过粒子的位置和记录的制导炸弹不同时刻的位置信息和姿态角信息，求解出对应的制导炸弹的体视线角，以记录的体视线角与计算得到的体视线角误差作为适应函数，迭代求解出目标位置，作为后续导引头故障后的制导目标。
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公开(公告)号：CN111238474A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010080592.8
申请日：2020-02-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明记载一种基于倾斜坐标系的捷联导引头非奇异视线角速度提取方法，属于制导与控制技术领域，在传统坐标系的基础上，设计了倾斜地面坐标系、倾斜视线坐标系、倾斜弹体坐标系，并推导了坐标系间方向余弦矩阵，建立倾斜视线坐标系下的弹目相对运动方程，对弹目相对运动方程两次求导获得倾斜视线角速度的二阶导数与弹目相对加速度的关系方程，建立非奇异滤波状态方程；根据倾斜弹体系到倾斜地面系的坐标转换，推导由倾斜视线角结合弹体姿态信息，得到倾斜弹体系下体视线角的转换方程，建立观测方程，避免由奇异引起的偏航角和滚转角发散问题，同时保证垂直打击时惯性视线角速度的估计精度。
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