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公开(公告)号：CN108052112B
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN201711251333.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于PN制导律辨识的多飞行器威胁度获取方法，涉及飞行器反拦截领域，特别涉及多飞行器受到威胁对威胁程度的估计方法。为了解决目前还没有一种能够估计拦截导弹对飞行器的威胁程度的方法从而导致飞行器将受到极大威胁的问题。本发明首先建立拦截导弹和飞行器的相对运动方程，飞行器能够得到拦截导弹Pj状态的估计值，将Pj运动模型解耦为俯仰通道和偏航通道，飞行器到拦截导弹的视线倾角和偏角求导并根据估计值计算估计值；再对和求导，并估计值计算估计值；定义为视线角角速度收敛指标并计算归一化因子，进而得到俯仰通道和偏航通道的威胁度及三维拦截威胁度。本发明适用于计算飞行器受到的威胁程度。
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公开(公告)号：CN104354881B
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201410494028.5
申请日：2014-09-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/42
Abstract: 本发明涉及一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法。飞行器制导律输出的指令是连续变化的，而现有飞行器轨控发动机的控制输出的推力是常值，不能有效的跟踪指令，导致控制性能下降，精度降低。本发明组成包括：将航天飞行器沿弹体坐标系分解为纵向平面和侧向平面两个平面，纵向平面由所述一号发动机和三号发动机控制，侧向平面由所述二号发动机和四号发动机控制；定义一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号中每个发动机可能具有的等效力极值并计算上述等效力和的值；再根据制导指令对应的需用力和上述等效力极值的关系计算发动机的开启时间Ton和工作时长Tw；再根据Ton、Tw对纵向平面的一号发动机和三号发动机，以及侧向平面的二号发动机和四号发动机进行控制。本发明用于轨控发动机控制方法。
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公开(公告)号：CN104354881A
公开(公告)日：2015-02-18
申请号：CN201410494028.5
申请日：2014-09-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/42
Abstract: 本发明涉及一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法。飞行器制导律输出的指令是连续变化的，而现有飞行器轨控发动机的控制输出的推力是常值，不能有效的跟踪指令，导致控制性能下降，精度降低。本发明组成包括：将航天飞行器沿弹体坐标系分解为纵向平面和侧向平面两个平面，纵向平面由所述一号发动机和三号发动机控制，侧向平面由所述二号发动机和四号发动机控制；定义一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号中每个发动机可能具有的等效力极值并计算上述等效力和的值；再根据制导指令对应的需用力和上述等效力极值的关系计算发动机的开启时间Ton和工作时长Tw；再根据Ton、Tw对纵向平面的一号发动机和三号发动机，以及侧向平面的二号发动机和四号发动机进行控制。本发明用于轨控发动机控制方法。
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公开(公告)号：CN108052112A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711251333.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于PN制导律辨识的多飞行器威胁度获取方法，涉及飞行器反拦截领域，特别涉及多飞行器受到威胁对威胁程度的估计方法。为了解决目前还没有一种能够估计拦截导弹对飞行器的威胁程度的方法从而导致飞行器将受到极大威胁的问题。本发明首先建立拦截导弹和飞行器的相对运动方程，飞行器能够得到拦截导弹Pj状态的估计值，将Pj运动模型解耦为俯仰通道和偏航通道，飞行器到拦截导弹的视线倾角和偏角求导并根据估计值计算估计值；再对和求导，并估计值计算估计值；定义为视线角角速度收敛指标并计算归一化因子，进而得到俯仰通道和偏航通道的威胁度及三维拦截威胁度。本发明适用于计算飞行器受到的威胁程度。
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