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公开(公告)号：CN117985247B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410297966.X
申请日：2024-03-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提出航天器推力布局及姿轨一体化控制方法。所述方法首先，考虑近年来航天任务中对多航天器联合工作的需求，研究航天器在伴飞任务要求中的飞行性能，建立了与主航天器之间的耦合相对运动模型。随后，针对航天器之间相对距离较小且主航天器做椭圆轨道运动的特点，设计基于Hill方程的增益制导方法，并结合滑模变结构姿态控制，统一获得航天器的姿态轨道控制指令。进而，根据力与力矩指令统一分配推进器开关逻辑，实现制导控制。最终，通过仿真实验，验证了新型航天器推力器布局方案的可行性与有效性。
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公开(公告)号：CN116593733A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310512892.2
申请日：2023-05-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01P15/00
Abstract: 一种针对稀疏数据的航天器机动加速度估计方法，本发明涉及航天器机动加速度估计方法。本发明的目的是为了解决现有方法对于某些特殊情况，拦截器不能实时预测目标星的飞行轨迹，导致拦截过程的成功率低的问题。过程为：一、拦截器量测并记录目标星的测量数据，即目标星的位置和速度；当拦截器获得的目标星的测量数据个数大于等于N时，执行二；二、建立目标星相对于参考轨道的线性相对运动方程；三、推导目标星相对于参考轨道的相对状态解析预报表达式；四、建立关于推力系数的目标星量测方程；五、通过加权最小二乘方法求解目标星量测方程得到推力系数，从而得到目标星机动加速度的估计值。本发明用于航天器机动加速度估计领域。
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公开(公告)号：CN116360259A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310255506.6
申请日：2023-03-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 一种高超声速拦截弹时变系统的复合控制方法，它属于拦截弹控制技术领域。本发明解决了仅仅使用气动舵导致高超声速拦截弹时变系统的控制系统执行效率低的问题。本发明针对高超声速拦截弹在实际飞行过程中存在气动参数随时间变化的问题，将LQR与滑模方法应用在拦截弹的时变控制系统中。其中，基于LQR方法设计气动力时变系统的控制器，将相位变换法用于设计直接侧向力时变系统的滑模控制器，共同实现对拦截弹的直/气复合控制。本发明方法可以应用于高超声速拦截弹时变系统的控制。
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公开(公告)号：CN109948304B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN201910310212.2
申请日：2019-04-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20
Abstract: 临近空间高超声速飞行器AHW的弹道预测方法，它属于飞行器弹道预测技术领域。本发明解决了在临近空间高超声速飞行器AHW有机动时，采用现有方法对飞行器弹道的预测结果误差大的问题。本发明针对临近空间高超声速飞行器AHW，考虑目标受气动力等复杂情况的影响，在飞行器质量、参考面积，气动力参数等敌方飞行器参数未知的情况下，基于当前时刻对于位置和速度的预测，通过求解微分方程，对下一时刻的位置及速度进行预测，直至完成弹道预测。相比于传统方法，本发明方法提高了弹道预测精度，减小了弹道预测误差。采用本发明方法可以使终端位置预报误差小于10km。本发明可以应用于飞行器弹道预测技术领域。
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公开(公告)号：CN114580318A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210232552.X
申请日：2022-03-09
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06K9/62 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 基于机动模式识别的临近空间高超声速飞行器弹道预测方法，它属于飞行器弹道预测技术领域。本发明解决了现有方法并未考虑不同的机动类型对飞行器弹道的影响，导致采用现有方法对飞行器弹道进行预测时获得的弹道预测结果的误差大的问题。本发明基于当前时刻对于位置和速度的预测，通过对观测出来的状态量进行区分，辨识出其机动方式，然后确定数据拟合方案，利用拟合得到的函数，通过求解微分方程，对下一时刻的位置及速度进行预测，直至完成弹道预测。相比于传统方法，本发明方法通过辨识出机动模式提高了弹道预测精度，减小了弹道预测误差。本发明可以应用于飞行器弹道预测技术领域。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111125926A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911400542.7
申请日：2019-12-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/20 , G01C21/20 , G06F111/10
Abstract: 基于变结构多模型的拦截飞行器状态估计方法，属于飞行器反拦截技术领域，解决了现有飞行器对拦截飞行器状态估计方法存在准确性差的问题。本发明建立evader和pursuer的相对运动模型；基于所述的相对运动模型，建立pursuer在PN制导律约束下的运动方程；利用pursuer在PN制导律约束下的运动方程，设计evader上的滤波器；所述滤波器基于CLAMS算法实现；利用所述滤波器对pursuer的运动状态进行估计。本发明适用于对拦截飞行器进行状态估计。
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公开(公告)号：CN104793201B
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201510220880.8
申请日：2015-05-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01S13/66
Abstract: 一种跟踪临近空间高超声速目标的修正变结构网格交互多模型滤波方法，本发明涉及修正变结构网格交互多模型滤波方法。本发明的目的是为了解决现有单模型滤波算法、固定结构交互式多模型算法以及传统变结构交互多模型算法无法实现高精度、快速跟踪临近空间高超声速机动目标的问题。通过以下技术方案实现：步骤一、建立惯性参考坐标系，并在惯性参考坐标系中建立目标机动运动的状态方程；步骤二、中心模型采用机动目标当前统计模型，左转弯模型和右转弯模型采用匀速转弯模型；步骤三、基于惯性参考坐标系确定目标跟踪系统测量模型；步骤四、进行状态估计和误差协方差矩阵融合。本发明应用于航行器领域。
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公开(公告)号：CN105486307B
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201510829839.0
申请日：2015-11-25
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 针对机动目标的视线角速率估计方法，涉及一种视线角速率估计方法。本发明为了解决现有的针对非机动目标的视线角速率估计方法提取机动目标视线角速率的精度有限的问题，首先测算目标—导弹相对距离R和目标—导弹相对速度然后测算导弹加速度分量aε和aβ和估计目标加速度的分量atε和atβ，并计算出视线俯仰角qε和视线偏航角qβ；然后将R、aε、aβ、atε、atβ以及qε和qβ分别代入到导弹的俯仰通道视线角速率Kalman滤波器和偏航通道视线角速率Kalman滤波器中，从而精确求出目标与导弹之间的视线俯仰角速率和视线偏航角速率。本发明适用制导领域中机动目标的视线角速率估计。
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公开(公告)号：CN104266546B
公开(公告)日：2015-10-07
申请号：CN201410486097.1
申请日：2014-09-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于视线的有限时间收敛主动防御制导控制方法，涉及一种制导控制方法，特别是涉及一种主动防御制导控制方法。为了解决防御导弹过载能力受限的问题。本发明首先对目标、防御导弹和拦截导弹相对运动建模，采用视线制导方式为防御导弹设计制导律，然后采用非奇异终端滑模控制来设计制导律，对纵向平面和侧向平面分别定义滑模变量为并对其求导，将目标、防御导弹和拦截导弹相对运动方程带入并整理后得到纵向平面和侧向平面的制导律和，并按制导律对导弹进行控制，本发明能有效降低防御导弹需用过载。本发明适用于主动防御制导控制。
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公开(公告)号：CN104793201A
公开(公告)日：2015-07-22
申请号：CN201510220880.8
申请日：2015-05-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01S13/66
CPC classification number: G01S13/66
Abstract: 一种跟踪临近空间高超声速目标的修正变结构网格交互多模型滤波方法，本发明涉及修正变结构网格交互多模型滤波方法。本发明的目的是为了解决现有单模型滤波算法、固定结构交互式多模型算法以及传统变结构交互多模型算法无法实现高精度、快速跟踪临近空间高超声速机动目标的问题。通过以下技术方案实现：步骤一、建立惯性参考坐标系，并在惯性参考坐标系中建立目标机动运动的状态方程；步骤二、中心模型采用机动目标当前统计模型，左转弯模型和右转弯模型采用匀速转弯模型；步骤三、基于惯性参考坐标系确定目标跟踪系统测量模型；步骤四、进行状态估计和误差协方差矩阵融合。本发明应用于航行器领域。
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