公开(公告)号：CN103940304A

公开(公告)日：2014-07-23

申请号：CN201410143245.X

申请日：2014-04-10

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 杨宝庆 ,  赵昱宇 ,  姚郁 ,  董锡君 ,  马杰 ,  张曦 ,  李明

IPC: F42B15/01

Abstract: 直接侧向力气动力复合控制导弹直接侧向力开启时刻的确定方法，属于飞行器制导领域。解决了现有的直接侧向力开启时刻确定方法计算量巨大，从而影响末制导过程中确定直接侧向力开启时刻的实时性、造成直接侧向力开启时刻的延迟，并且适用范围十分有限的问题。本发明的技术要点为：建立不同目标机动形式的数学模型以及导弹和目标的相对运动模型，并将二者结合得到末制导系统性能评估模型；构造基于有限时间广义H2范数的末制导系统性能评价指标，并给出末制导系统性能评估标准；基于末制导系统性能评估方法，确定不同噪声和目标机动情况下的直接侧向力开启时刻。本发明方法适用于制导控制领域。

公开(公告)号：CN103884237B

公开(公告)日：2015-08-05

申请号：CN201410138467.2

申请日：2014-04-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 杨宝庆 ,  张曦 ,  姚郁 ,  马杰 ,  赵昱宇 ,  董锡君 ,  李明

IPC: F41G3/00

Abstract: 基于目标概率分布信息的多对一协同制导方法，属于飞行器制导领域。解决了临近空间高超声速目标的协同制导采用现有的制导方法存在目标的探测精度低、弹道预测精度低、末制导时间过短致使对拦截器的过载响应速度要求过高的问题。技术要点为：获取拦截器与目标之间的相对运动测量信息；结合拦截器的状态值，应用Kalman滤波对上述相对运动测量信息进行处理，得到当前时刻目标状态的估计值，结合目标运动的动力学方程，得到目标终端时刻位置概率密度函数；构造终端时刻目标位置概率密度函数在多个拦截器可达集内的积分作为协同制导代价函数；多对一协同制导优化问题的求解。本发明应用于多飞行器协同拦截高超声速目标，具有广阔的应用前景。

公开(公告)号：CN103884237A

公开(公告)日：2014-06-25

申请号：CN201410138467.2

申请日：2014-04-08

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 杨宝庆 ,  张曦 ,  姚郁 ,  马杰 ,  赵昱宇 ,  董锡君 ,  李明

IPC: F41G3/00

Abstract: 基于目标概率分布信息的多对一协同制导方法，属于飞行器制导领域。解决了临近空间高超声速目标的协同制导采用现有的制导方法存在目标的探测精度低、弹道预测精度低、末制导时间过短致使对拦截器的过载响应速度要求过高的问题。技术要点为：获取拦截器与目标之间的相对运动测量信息；结合拦截器的状态值，应用Kalman滤波对上述相对运动测量信息进行处理，得到当前时刻目标状态的估计值，结合目标运动的动力学方程，得到目标终端时刻位置概率密度函数；构造终端时刻目标位置概率密度函数在多个拦截器可达集内的积分作为协同制导代价函数；多对一协同制导优化问题的求解。本发明应用于多飞行器协同拦截高超声速目标，具有广阔的应用前景。

公开(公告)号：CN104267733A

公开(公告)日：2015-01-07

申请号：CN201410578127.1

申请日：2014-10-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 赵昱宇 ,  杨宝庆 ,  姚郁 ,  贺风华 ,  陈松林 ,  马杰

IPC: G05D1/08

Abstract: 基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，属于飞行器控制领域。本发明解决了现有的姿态控制设计方法无法同时解决模型非线性和控制输入混杂特性的问题。本发明的技术要点为：建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并通过对气动特性的分析，将非线性动力学模型转化为分段仿射模型；利用分段仿射模型和混合逻辑动态模型的等价性，并考虑控制输入的混杂特性，建立了复合控制导弹混合逻辑动态模型；基于混合逻辑动态模型，设计显式模型预测控制律，确定气动舵控制规律及姿控发动机开启规律。本发明方法适用于飞行器制导控制领域。

公开(公告)号：CN106441255A

公开(公告)日：2017-02-22

申请号：CN201610805558.6

申请日：2016-09-07

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 刘晓坤 ,  姚郁 ,  赵辉 ,  王丽斌 ,  史维佳 ,  赵清 ,  赵昱宇

IPC: G01C19/00

CPC classification number: G01C19/00

Abstract: 本发明是基于陀螺飞轮的航天器角速率实时线性化测量方法，属于惯性导航领域。本发明为了解决利用陀螺飞轮在转子大倾侧角工作状态实现二维航天器角速率测量所存在的误差大及实时性差的问题，进而提出了基于陀螺飞轮的航天器角速率实时线性化测量方法。本发明方法包括：步骤一、建立陀螺飞轮系统的运动学方程；步骤二、建立陀螺飞轮系统的动力学方程；步骤三、陀螺飞轮非线性动力学方程坐标变换；步骤四、Lypapunov线性化陀螺飞轮动力学方程；步骤五、基于陀螺飞轮的实时线性测量方程实现二维角速率测量。本发明适用于航天器姿态控制与测量。

公开(公告)号：CN104267733B

公开(公告)日：2016-09-14

申请号：CN201410578127.1

申请日：2014-10-25

Applicant: 哈尔滨工业大学

Inventor： 赵昱宇 ,  杨宝庆 ,  姚郁 ,  贺风华 ,  陈松林 ,  马杰

IPC: G05D1/08

Abstract: 基于混杂预测控制的姿控式直接侧向力和气动力复合导弹姿态控制方法，属于飞行器控制领域。本发明解决了现有的姿态控制设计方法无法同时解决模型非线性和控制输入混杂特性的问题。本发明的技术要点为：建立直接侧向力和气动力复合导弹完整姿态控制模型和直接侧向力模型，并通过对气动特性的分析，将非线性动力学模型转化为分段仿射模型；利用分段仿射模型和混合逻辑动态模型的等价性，并考虑控制输入的混杂特性，建立了复合控制导弹混合逻辑动态模型；基于混合逻辑动态模型，设计显式模型预测控制律，确定气动舵控制规律及姿控发动机开启规律。本发明方法适用于飞行器制导控制领域。