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公开(公告)号：CN109542112A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201910016022.X
申请日：2019-01-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: G05D1/0858 , G05B13/042 , G05B13/047
Abstract: 本发明提出一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法，包括以下步骤：步骤一：建立垂直起降可重复使用火箭返回姿态控制状态方程；步骤二：设计固定时间收敛扰动观测器；步骤三：设计跟踪微分器；步骤四：设计基于固定时间收敛扰动观测器的抗扰控制器。本发明消除了滑模控制不连续控制项带来的抖振问题，同时通过调节观测器参数从而平衡系统收敛速度、鲁棒性和精度要求，减少观测器调节过程对控制系统造成的影响，因此在垂直起降可重复使用火箭返回飞行姿态控制器设计中具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN109426155A
公开(公告)日：2019-03-05
申请号：CN201811050675.1
申请日：2018-09-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出了垂直起降可重复使用运载器通用快速弹道迭代设计方法，属于运载火箭弹道设计技术领域。所述方法包括步骤一：确定待迭代设计运载器的飞行程序各控制量，所述各控制量包括各飞行段的时间和程序角指令；步骤二：确定待迭代设计的飞行程序各控制量的可行域；步骤三：确定终端约束要求，所述终端约束要求包括回收场经纬度、终端高度、速度和倾角的要求；步骤四：根据终端约束精度要求，确定各终端约束的加权系数；步骤五：根据迭代控制量和迭代目标量维数，利用广义牛顿迭代方法进行弹道迭代设计；步骤六：获得满足精度要求的通用快速弹道。具有高精确性、高可靠性的特点。
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公开(公告)号：CN108984907A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810789782.X
申请日：2018-07-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括发射惯性系下的矢量计算及转化为制导坐标系下矢量的计算、估算剩余飞行时间、推力项和引力项的一、二次积分计算、对程序角系数求解和两个坐标系下的程序角转化。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因而带来的大偏航角条件下的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108759565A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810582474.X
申请日：2018-06-07
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，属于制导与控制技术领域。通过箭载GPS/INS导航量测获得惯性系下子级的位置、速度矢量，结合任务的期望目标落点位置、速度信息，计算虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量，通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，得到惯性视线角速度在弹道系下的分量，得到考虑重力补偿的虚拟比例导引过载指令，用于输入栅格舵控制系统实现控制。所述方法具有有效提高子级落区和子级重复使用返回制导精度的特点。
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公开(公告)号：CN108549787A
公开(公告)日：2018-09-18
申请号：CN201810768560.X
申请日：2018-07-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提出了一种基于运动脉动球的火箭液体大幅晃动模型建立方法，属于动力学建模技术领域。所述方法基于运动脉动球模型的等效，利用Newton-Euler法和功能关系，建立出可以得到储箱受力、液体运动和火箭姿态运动的等效微分方程，达到精确预示液体火箭的力学环境的目的。本方法充分考虑了火箭大角度快速调姿情况下储箱内液体大幅非线性晃动，并考虑液体表面张力以及液体毛细力的影响，提高了模型的精度，能有效解决传统的球摆或弹簧质量等线性等效力学模型无法适用于液体大幅晃动对火箭干扰的问题。
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公开(公告)号：CN108267051A
公开(公告)日：2018-07-10
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：CN106599410A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611075769.5
申请日：2016-11-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018
Abstract: 本发明提供了一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统及方法。该系统采用模块化思想构建，计算速度快精度高，能够适应不同任务、不同弹道形态的扰动引力影响特性分析要求，提高了分析结果的可信度。本发明的优点在于提供了良好的交互界面、集成了通用的导弹动力学模型库和扰动引力计算方法库，便于系统的操作和功能扩充。
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公开(公告)号：CN211519899U
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201922143786.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本实用新型实施例公开了一种具有高入轨效率和强机动能力的飞行器，所述飞行器包括：固体发动机；连接至所述固体发动机的飞行器平台；以及安装至所述飞行器平台的载荷，所述载荷旨在随同所述飞行器飞行进入目标轨道以便执行任务；其中，所述固体发动机用于提供所述飞行器从地面发射场飞行进入亚轨道所需的飞行动力，其中，在所述飞行器飞行进入所述亚轨道之后，所述固体发动机从所述飞行器脱离，其中，所述飞行器平台中设置有液体推进系统，所述液体推进系统用于提供所述飞行器从所述亚轨道飞行进入所述目标轨道所需的飞行动力。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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