-
公开(公告)号：CN111176317A
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN202010080575.4
申请日：2020-02-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法，属于制导与控制技术领域，具体方案如下：一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法，包括以下步骤：步骤一：构建飞行器三通道姿态线性化状态空间模型；步骤二：构建飞行器非脆弱保性能静态输出反馈控制模型；步骤三：设计非脆弱保性能静态输出反馈控制器。本发明所述非脆弱保性能静态输出反馈姿态控制方法能够有效应对由低成本元器件带来的控制参数摄动现象，避免由于控制参数摄动带来的姿态振荡甚至失稳发散的情况，实现飞行器高品质姿态控制，保障飞行器的高战场打击效能，在低成本飞行器控制领域具有广阔的应用背景。
-
公开(公告)号：CN109188476B
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201811101023.6
申请日：2018-09-20
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京机电工程总体设计部
IPC: G01S19/41
Abstract: 本发明提出了垂直返回运载器着陆段差分卫星导航试验验证方法及系统，属于导航技术领域。所述垂直返回运载器着路段差分导航试验验证方法采用一台导航接收机、普通测量天线和电台设立地面临时基站，使用旋翼飞行器搭载的卫星导航接收机、航空测量天线和电台模拟垂直返回运载器着陆段飞行，通过地面临时基站计算差分修正量并通过电台发送至旋翼飞行器上的导航设备进行卫星导航差分解算，通过外部测量装置进行场地标定，通过两台高速相机对旋翼飞行器实际飞行轨迹进行测量用于考核差分卫星导航精度。具有试验方法简单、成本低和可靠性高的特点。
-
公开(公告)号：CN110276144A
公开(公告)日：2019-09-24
申请号：CN201910560945.1
申请日：2019-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种垂直起降运载器气动参数在线辨识方法，所述方法在风洞数据的基础上，利用极大似然法对不同飞行条件下的气动参数进行辨识，再通过训练神经网络的方式建立运载器飞行条件和气动参数间的关系，以适应运载器气动参数随飞行条件变化的情况。本发明基于风洞数据和极大似然法进行气动参数辨识，风洞数据气动插值表得到的气动参数，可以为极大似然法辨识参数提供良好的初值；训练后的神经网络可以用于气动参数在线辨识，实时性好，具有良好的工程实用性。该方法解决了垂直起降运载器气动参数离线辨识中一组气动参数对应多种飞行条件与实际不符、运载器气动参数在线辨识实时性差的问题，可用于在线气动参数辨识。
-
公开(公告)号：CN108536020B
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201810785121.X
申请日：2018-07-17
Applicant: 哈尔滨工业大学
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。
-
公开(公告)号：CN109696090A
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201910040520.8
申请日：2019-01-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明提出了一种针对运载火箭\导弹的在线单发推力辨识方法，属于飞行器控制技术领域。所述在线单发推力辨识方法包括：步骤一、建立运载火箭\导弹健康工作模型；步骤二、运载火箭\导弹推力损失故障初步诊断；步骤三、推力损失系数修正。所述一种针对运载火箭\导弹的在线单发推力辨识方法具有结构简单、设计过程简洁的特点。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN118350129A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410597364.6
申请日：2024-05-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种针对助推滑翔式高超声速飞行器再入段的弹道预报方法，所述方法步骤如下：步骤1：通过弹道跟踪获取飞行器再入段一段时间与当前时刻的状态量估计值；步骤2：分析助推滑翔式高超声速飞行器再入段机动特性，选取变化趋势简单、几何特征明显的速度状态进行函数拟合；步骤3：设计非线性模型参数求解方法，求解函数拟合模型的拟合参数，对飞行器的速度状态进行预报；步骤4：设计助推滑翔飞行器再入段动力学模型，通过预报的速度状态采用数值积分法对飞行器的位置状态进行外推估计；步骤5：设计预报时段滑窗，获取到新的量测数据时对飞行器再入段位置状态进行刷新预报。该方法可根据飞行器再入段弹道跟踪的估计结果预报后续弹道轨迹。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
74
records
(took 0.027 seconds)
