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公开(公告)号：CN104155990B
公开(公告)日：2016-09-14
申请号：CN201410403999.4
申请日：2014-08-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，涉及一种高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制系统设计方法。本发明为了解决现有技术中飞行器姿态控制在设计时没有考虑攻角约束的问题。本发明根据给定攻角指令αc，设计合适的控制算法，以产生升降舵偏指令δz使得实际攻角α渐近跟踪攻角指令αc，使得实际攻角α始终在区间[αmin,αmax]内变化，飞行器在飞行过程中攻角能够渐近跟踪给定的攻角指令，并且攻角的变化不超过允许的范围，从而能够保证发动机能够正常工作和飞行任务的实现。本发明适用于高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104197792B
公开(公告)日：2015-10-07
申请号：CN201410418611.8
申请日：2014-08-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 一类多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计方法，涉及一种控制领域的增益调度控制器设计方法，本发明还涉及一种BTT导弹控制的方法。本发明为了解决实际系统由设计信号跟踪控制器转化的子系统平衡点不都是相同的问题。本发明利用参量Lyapunov方程法和椭球不变集理论，根据选取系统的状态向量，建立多平衡点线性切换系统，设计多平衡点饱和线性切换系统在于与时间相关的切换路径下的离散增益调度控制器。本发明适用于多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计。
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公开(公告)号：CN104182272B
公开(公告)日：2017-04-12
申请号：CN201410443071.9
申请日：2014-09-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法，本发明涉及高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。本发明的目的是为了解决目前高超声速飞行器的控制方法优劣性难以比较，而提供了一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台主要包括：系统初始参数设置模块、六自由度非线性运动模型模块、数据图形输出模块和制导与控制算法模块四个部分；一种用于高超声速飞行器控制方法包括如下步骤：步骤一、主控软件的实现步骤；步骤二、性能评估软件的实现步骤；步骤三、离线仿真的实现步骤；本发明应用于高超声速飞行器领域。
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公开(公告)号：CN104197792A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410418611.8
申请日：2014-08-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 一类多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计方法，涉及一种控制领域的增益调度控制器设计方法，本发明还涉及一种BTT导弹控制的方法。本发明为了解决实际系统由设计信号跟踪控制器转化的子系统平衡点不都是相同的问题。本发明利用参量Lyapunov方程法和椭球不变集理论，根据选取系统的状态向量，建立多平衡点线性切换系统，设计多平衡点饱和线性切换系统在于与时间相关的切换路径下的离散增益调度控制器。本发明适用于多平衡点饱和切换系统的离散增益调度控制器设计。
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公开(公告)号：CN104182272A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410443071.9
申请日：2014-09-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法，本发明涉及高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。本发明的目的是为了解决目前高超声速飞行器的控制方法优劣性难以比较，而提供了一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法。一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台主要包括：系统初始参数设置模块、六自由度非线性运动模型模块、数据图形输出模块和制导与控制算法模块四个部分；一种用于高超声速飞行器控制方法包括如下步骤：步骤一、主控软件的实现步骤；步骤二、性能评估软件的实现步骤；步骤三、离线仿真的实现步骤；本发明应用于高超声速飞行器领域。
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公开(公告)号：CN104155990A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410403999.4
申请日：2014-08-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，涉及一种高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制系统设计方法。本发明为了解决现有技术中飞行器姿态控制在设计时没有考虑攻角约束的问题。本发明根据给定攻角指令αc，设计合适的控制算法，以产生升降舵偏指令δz使得实际攻角α渐近跟踪攻角指令αc，使得实际攻角α始终在区间[αmin,αmax]内变化，飞行器在飞行过程中攻角能够渐近跟踪给定的攻角指令，并且攻角的变化不超过允许的范围，从而能够保证发动机能够正常工作和飞行任务的实现。本发明适用于高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。
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