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公开(公告)号：CN108332612B
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201810022349.3
申请日：2018-01-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，属于制导与控制领域。本发明是为了在耗尽关机闭路制导方法中能够对发动机剩余能量进行准确预估，以满足制导目标。它包括：获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。本发明用于耗尽关机闭路制导。
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公开(公告)号：CN108732601A
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201810338099.4
申请日：2018-04-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了基于差分卫星导航的垂直返回运载器着陆段导航方法，属于导航技术领域。所述方法采用差分站网络+定点增强方式或单基站方式、三基站方式或四基站方式进行垂直返回运载器的着陆段导航。具有导航精度高，方案简单、适应性强和低成本的特点。
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公开(公告)号：CN108717588A
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201810582018.5
申请日：2018-06-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06Q10/04
CPC classification number: G06Q10/04
Abstract: 本发明提出一种基于正交试验设计的轨迹优化初值选取方法，1、明确正交试验的目的与要求；2、确定相应的试验指标；3、选择轨迹优化问题的控制量参数作为试验因素，并根据各个所述试验因素的取值范围确定其水平的个数；4、对各个试验因素和所述各个试验因素的不同水平进行具体的设计；5、根据步骤四的设计结果设计相应的正交表；6、设计表头，准备正交试验的具体流程；7、进行列试验方案设计，依次分析各个试验因素对试验指标的影响大小，从而确定各个试验因素的主次顺序；8、对正交试验结果进行详细的分析，选出各个因素的最优水平。本发明采用正交试验设计初值选取方法，有效解决了飞行器轨迹优化问题中初值难以选取的困难。
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公开(公告)号：CN108536020A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810785121.X
申请日：2018-07-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: G05B13/042 , G05D1/0825
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：CN105975651B
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201610224896.0
申请日：2016-04-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于遗传粒子群多学科设计优化算法的导弹参数设计方法，涉及导弹参数设计方法。本发明为了解决现有的基于智能优化算法的导弹参数设计方法不适用于多学科下设计参数较多且存在变量耦合现象的情况。本发明选取发动机喉径、发动机燃烧面面积、发动机装药肉厚、导弹外径、发动机比冲、发动机质量、燃料质量、弹翼根弦长、尾翼根梢长、尾翼梢弦长作为设计参数：然后利用遗传算法对标准粒子群算法中的三个控制参数w、c1、c2和设计参数进行优选，在优选的过程中针对粒子群算法进行优化时将遗传思想引入粒子群位置更新过程。本发明适用于导弹参数设计领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105841550A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610236081.4
申请日：2016-04-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F41G3/00
CPC classification number: F41G3/00
Abstract: 一种具有高度约束的高置修正比例导引律方法，本发明涉及具有高度约束的高置修正比例导引律方法。本发明的目的是为了解决现有非直接碰撞的导弹武器，对于其精确末制导，理想的命中点就与目标之间存在一定的偏差的问题。具体是按照以下步骤制备的：步骤一、建立高置修正比例导引律模型；步骤二、对高置修正比例导引律模型进行简化，得到高置修正比例导引律简化后的模型；步骤三、利用高置修正比例导引律简化后的模型计算剩余飞行时间τ。本发明应用于非直接碰撞的导弹武器领域。
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公开(公告)号：CN110082115B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201910329499.3
申请日：2019-04-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种针对运载火箭的在线单发推力故障诊断方法，包括以下步骤：S100基于运载火箭的姿态运动学和动力学方程建立运载火箭状态方程，并将带辨识量增广至状态量中，根据运载火箭实际单发推力数量建立相应数量的运载火箭单发推力故障诊断的系统状态方程和量测方程；S200在运载火箭\导弹实时飞行过程中，利用无迹卡尔曼滤波实现对运载火箭单发推力的估计，并获取估计误差和协方差阵；S300利用误差和协方差阵进行概率匹配计算，实现推力故障定位，取故障发动机的输出推力。本发明具有结构简单、设计过程简洁的特点且收敛速度快，辨识精度高，因此在运载火箭单发推力故障诊断中具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN109189087B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810949373.1
申请日：2018-08-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种垂直起降重复使用运载器的自适应容错控制方法，包括以下步骤：步骤一：制导指令获取；步骤二：着陆段容错控制模型建立；步骤三：固定时间收敛扩张状态观测器设计；步骤四：非奇异快速终端滑模面设计；步骤五：自适应容错控制器设计。通过这种设计模式不仅有效提高了系统对复杂外部干扰抑制能力和多种发动机故障模式下的自适应容错能力，同时也能保证姿态制导指令的快速、精确跟踪。
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公开(公告)号：CN110244697B
公开(公告)日：2020-05-26
申请号：CN201910561695.3
申请日：2019-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立系统故障状态方程；步骤二、建立检测观测器快速实现故障判定，即判定系统是否出现故障；步骤三、建立一组单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器，利用单通道诊断观测器初步提取故障信息并利用多通道耦合分离观测器实现故障定位及精确诊断；步骤四、基于步骤二和步骤三的观测结果，快速诊断出故障模式和故障信息。该方法仅利用垂直起降飞行器的姿态角速度信息即可快速、精确地实现故障辨识，为控制重构及任务重构设计奠定了基础。
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