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公开(公告)号：CN106406102B
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201611187012.5
申请日：2016-12-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种含干扰观测器的高超声速飞行器跟踪控制方法，本发明涉及含干扰观测器的高超声速飞行器跟踪控制方法。本发明为了解决现有技术没有证明观测器在观测系统干扰过程中是有界的问题。本发明步骤为：步骤一：根据高超声速飞行器纵向输入输出线性化模型，建立带有系统干扰的二阶系统模型；步骤二：根据步骤一建立的带有系统干扰的二阶系统模型，基于滑模控制理论，设计有限时间终端滑模控制器；步骤三：对步骤二设计的有限时间终端滑模控制器进行系统稳定性证明。本发明方法使得系统滑模面是有限时间稳定的，系统状态是渐近收敛的。本发明应用于高超声速飞行器控制领域。
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公开(公告)号：CN106886149A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201710101562.9
申请日：2017-02-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，本发明涉及航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法。为了解决存在模型不确定性、外界干扰力矩和执行器饱和等情况下的刚体航天器姿态跟踪控制问题，针对已有方法中存在的控制器抖振、控制器结构复杂、整定参数较多、控制算法适用范围受限等问题。本发明包括：一：建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型，即姿态跟踪系统；二：根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统；三：进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知常数时，进行制器设计；当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，进行自适应控制器设计。本发明用于航天领域。
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公开(公告)号：CN106843265A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611256552.4
申请日：2016-12-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种有限时间收敛的三维多导弹协同制导方法，包括：针对未知目标，建立三维空间内的、具有攻击角约束的多导弹协同制导模型；利用自适应控制、积分滑模控制及有限时间一致性协议建立视线方向的加速度制导律，使所有导弹可同时击中目标；通过自适应控制与非奇异快速终端滑模控制，设计视线法向的加速度制导律，使每枚导弹的视线角速率及视线角实现有限时间收敛。本发明能够在不了解目标任何机动信息的情况下，使所有导弹以期望角度同时击中目标。同时避免抖振的发生。
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公开(公告)号：CN118938676B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202411012483.7
申请日：2024-07-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及飞行器制导控制领域，一种拦截三维机动目标的强化学习制导控制一体化方法，包括如下步骤，步骤S1，建立三维弹‑目相对运动学模型，基于目标常见的机动模式，构造面向制导控制的六自由度拦截弹模型；步骤S2，基于现有的深度强化学习理论Actor‑Critic框架结构，确定深度强化学习方法；步骤S3，基于深度强化学习的制导控制一体化设计，搭建神经网络结构，并设计面向智能体训练和学习的状态空间、动作空间、奖励函数等，本发明提出的方法，实现六自由度飞行器外环制导回路和内环姿态控制回路的结合，避免了由于不同回路间时间常数不一致导致的制导性能下降问题。采用强化学习理论形成制导和控制一体化指令，提升了飞行器对外界环境的适应能力。
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公开(公告)号：CN116663263B
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202310549303.8
申请日：2023-05-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 一种基于滑模面的飞行器末端落速落角约束制导方法及系统，具体涉及一种基于双滑模面的飞行器末端落速落角约束制导方法及系统，为了解决现有飞行器末制导的落速落角约束方法在飞行器末制导过程复杂，增加了计算负担，导致计算时间长的问题。它根据导弹与攻击目标的三维攻击场景构建导弹质心的运动学模型和三维攻击模型；定义滑模面S1和滑模面S2；根据导弹与攻击目标的三维攻击模型、滑模面S1和滑模面S2构建满足落速落角约束的制导律；飞行器在进行末端飞行时，按照满足落速落角约束的制导律进行飞行，直至击打攻击目标。属于飞行器多约束制导领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118296479B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202410471607.1
申请日：2024-04-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F18/2411 , G06F18/214 , G06F17/16
Abstract: 本发明涉及导弹拦截领域，一种基于协方差自适应模型的拦截弹道导弹多目标决策算法，通过基于给定的进攻弹道和预测命中点以及威胁度评估指标集，并基于获取到的数据进行弹道导弹目标威胁度值计算并排序，基于有约束条件的决策变量分配和协方差自适应采样策略，确定不同目标对应拦截弹发射方位角、最大负攻角以及发射阵地等参数，可以有效的在多目标导弹拦截中具有极高的拦截效率和精准度。
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公开(公告)号：CN118550308A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410629600.8
申请日：2024-05-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明涉及飞行器制导控制领域，公开了一种带有等离子体激励装置的高超飞行器巡航段跟踪控制方法，包括如下步骤，步骤S1，建立飞行器纵向运动平面动力学模型；步骤S2，面向控制的纵向运动平面模型转换；步骤S3，建立等离子体激励装置的等效舵面模型；步骤S4，非线性干扰观测器的设计；步骤S5，基于扰动观测器的速度控制律设计；步骤S6，基于扰动观测器的高度控制律设计；步骤S7，控制算法的有效性验证，本发明额外考虑了等离子体激励装置作为执行机构，有效缓解了高超飞行器在大空域飞行中存在的舵面操纵效率低等问题，并结合非线性反演控制理论和干扰观测器方法，实现了带有等离子体激励装置的飞行器在巡航段高精度轨迹跟踪控制。
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公开(公告)号：CN117989923A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410330459.1
申请日：2024-03-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及导弹制导控制技术领域，一种基于强化学习的变比例系数多弹协同制导方法，基于强化学习框架PPO实时生成比例导引系数，进而计算出导弹过载，引导多弹协同打击目标，具体步骤为：将多弹协同打击目标描述为马尔可夫决策过程；针对多弹协同打击目标的要求，设计强化学习框架；依据构建的多弹协同马尔可夫决策过程以及强化学习框架进行智能体模型训练；基于已经训练完成的智能体模型，计算多弹协同比例导引系数，构建多弹协同打击制导律，进行末端多弹协同打击目标，本发明采用比例导引制导律与智能强化学习方法相结合的实现多弹协同拦截目标，能够实现多弹末端拦截时刻一致，对于实现多弹协同打击目标具有非常重要的工程意义。
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公开(公告)号：CN116294837B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202310319729.4
申请日：2023-03-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于摄动制导的分导弹头落点的控制方法，涉及一种独立重返分导弹头落点的控制方法。本发明解决了现有分导弹头落点控制方法因采用轨道力学中的二体假设，忽略地球自转和大气阻力的影响，导致求解速度增量的结果模型误差较大的问题。本发明方法：S1：装订发射点和目标点经纬度；S2：采用牛顿迭代计算发射方位角和一级最大负攻角；S3：启用摄动制导计算各分导弹头需要的速度增量；S4：将获得的各分导弹头速度增量保存写入弹载计算机当地文件内，在各分导弹头指定的分导时刻分导舱分别对其施加所对应的速度增量，进行全弹道飞行即完成分导弹头的落点控制。本发明方法具有迭代变量少，计算速度快，结果精度高的特点。
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公开(公告)号：CN117826827A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202310447827.6
申请日：2023-04-24
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 一种固定时间航天器编队飞行控制方法，属于航天器编队控制技术领域。本发明针对航天器编队飞行过程中的碰撞规避问题,以人工势函数为基础，结合滑模控制，设计具有固定时间收敛特性的控制器。包括：由航天器实际位置与期望位置的误差，得到航天器位置误差动力学模型；进一步得到第i个航天器与邻居航天器总的相对位置误差#imgabs0#并求导得到#imgabs1#的表达式；建立第i个航天器的初始终端滑模面；定义人工避碰势函数，结合人工势函数梯度信息得到具有安全距离约束的滑模面；结合无向通讯拓扑图得到编队系统的滑模面，并设计固定时间观测器估计系统的不确定性，进而设计得到协同控制器u，进一步得到修正后协同控制器u。本发明用于航天器编队飞行控制。
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