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公开(公告)号：CN102162731A
公开(公告)日：2011-08-24
申请号：CN201110005239.4
申请日：2011-01-12
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 基于日地月集成敏感器脉冲数据的卫星高精度自主导航方法，它涉及卫星导航领域。它为了解决现有方法中脉冲数据作为导航系统的原始数据其中里面包含了噪声、地球扁率、上下弦月球光心和质心不重合的问题而提出的。步骤如下：一、向导航计算机提供脉冲数据；二：根据脉冲数据进行三个天体的方位确定：三：由计算日心方向矢量和地心方向矢量的内积，以及月心方向矢量和地心方向矢量的内积：四：进行双矢量粗定姿；五：导航初始化：六：进行粗导航运算得到导航结果；七：完成月球方位的精细化；八：进行双矢量精定姿，九：修正地心距和地心方位矢量；十：精导航运算得到最终的导航结果。它消除了脉冲数据里面包含的噪声、地球扁率、上下弦月球光心和质心不重合的带来的影响。
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公开(公告)号：CN111783307B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202010646801.0
申请日：2020-07-07
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种高超声速飞行器状态估计方法，解决了现有技术中对于混合高斯噪声导致估计精度低的问题，属于高超声速飞行器状态估计与轨迹预报技术领域。本发明的方法包括：建立高超声速飞行器跟踪动力学模型，确定高超声速飞行器跟踪动力学模型的状态量，本发明将气动参数和面质比的乘积、速度倾侧角引入高阶状态量中，对飞行器动力学模型在线估计、建模；利用鲁棒高阶容积卡尔曼滤波方法对高超声速飞行器的量测数据进行处理，对确定的状态量进行估计，实现高超声速飞行器的状态估计。同时本发明还可以根据获得的状态估计结果Xk，对其中的参数Dk、Lk和νk建立自回归模型，确定模型系数，利用确定系数的自回归模型对高超声速飞行器的轨迹进行预测。
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公开(公告)号：CN104881553B
公开(公告)日：2017-11-17
申请号：CN201510330082.0
申请日：2015-06-15
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法，涉及飞行器设计领域。为了解决传统的高超声速飞行器的气动舵烧蚀问题以及传统变质心飞行器内部滑块布局复杂问题。本发明所述的飞行器模型包括两个固定翼、弹体、滚喷发动机和活动体，两个固定翼对称设置在弹体的两侧；活动体的锥形体尖部与弹体头部通过活动连接点O1连接；弹体尾部设有导轨，活动体的锥形体根部与弹体尾部的导轨的O2点滑动连接；由于将活动体进一步放大当作一个主体，其质量占整个系统质量大部分，而弹体作为受驱动体，同样也能达到机动控制目的，通过活动体上的执行机构来控制弹体的运动，保证了弹体具有完整的气动外形。本发明适用于飞行器设计领域。
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公开(公告)号：CN102162731B
公开(公告)日：2012-12-12
申请号：CN201110005239.4
申请日：2011-01-12
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 基于日地月集成敏感器脉冲数据的卫星高精度自主导航方法，它涉及卫星导航领域。它为了解决现有方法中脉冲数据作为导航系统的原始数据其中里面包含了噪声、地球扁率、上下弦月球光心和质心不重合的问题而提出的。步骤如下：一：向导航计算机提供脉冲数据；二：根据脉冲数据进行三个天体的方位确定：三：由计算日心方向矢量和地心方向矢量的内积，以及月心方向矢量和地心方向矢量的内积：四：进行双矢量粗定姿；五：导航初始化：六：进行粗导航运算得到导航结果；七：完成月球方位的精细化；八：进行双矢量精定姿，九：修正地心距和地心方位矢量；十：精导航运算得到最终的导航结果。它消除了脉冲数据里面包含的噪声、地球扁率、上下弦月球光心和质心不重合的带来的影响。
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公开(公告)号：CN118410256A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410623881.6
申请日：2024-05-20
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F17/10 , G06F17/11 , G06Q10/067 , G06Q50/26
摘要： 一种视线旋转坐标系下三维弹目相对运动建模及解耦方法，涉及导弹动力技术领域，针对现有技术中三维弹目相对运动数学模型存在耦合特性，不易进行制导算法的设计，因此导致制导拦截精度低的问题，本申请在视线旋转坐标系下建立三维弹目相对运动数学模型，并对三维相对运动耦合模型进行解耦，分解到视线矢量所在的铅锤平面与当地水平面内。进而避免了临近空间交战制导系统中存在的耦合现象，提升了制导拦截的精度。
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公开(公告)号：CN107150816B
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201710418970.7
申请日：2017-06-06
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种变质心飞行器模拟装置，涉及一种飞行器模拟装置。为了解决现有的变质心控制方式对应的飞行器没有良好的气动外形和侧喷发动机方式不能充分利用气动力进行机动的问题。本发明的支撑框架上设置两个框架联结轴；飞行器壳体的锥体底面通过两个框架联结轴与支撑框架铰接，飞行器壳体的锥体尖端向下，飞行器壳体能够绕框架联结轴摆动；活动质量体位于飞行器壳体内部；活动质量体的锥形尖端与飞行器壳体的锥体尖端铰接；活动质量体的锥体底面上安装有步进电机和齿轮；弧形的运动齿条固定在飞行器壳体锥体底面上；齿轮与运动齿条组成运动副；步进电机通过运动副驱动活动质量体在飞行器壳体内部摆动。本发明适用于变质心飞行器的设计和控制研究。
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公开(公告)号：CN105069311B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201510523229.8
申请日：2015-08-24
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F19/00
摘要： 一种远程火箭发射初态误差传播估计方法，本发明涉及远程火箭发射初态误差传播估计方法。本发明的目的是为了解决现有发射初态误差引起的关机点位置偏差、速度偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的计算效率低、无法充分分析出在弹道设计过程中发射初态误差的传播机理的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立动力学摄动方程；步骤二：求解远程火箭推力加速度偏差、气动加速度偏差、正常引力加速度偏差、科氏加速度偏差和离心加速度偏差；步骤三、根据步骤一和步骤二，得到远程火箭发射初态误差引起关机点位置偏差、速度偏差的近似解析解以及落点纵向偏差、横向偏差的近似解析解。本发明应用于远程火箭或运载火箭飞行动力学领域。
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公开(公告)号：CN117313233A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311231259.2
申请日：2023-09-22
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/14
摘要： 基于神经网络的助推滑翔飞行器发射诸元解算方法，属于高超声速飞行器发射诸元解算领域。解决了现有的飞行器发射诸元解算方法诸元解算时间长的问题。构建样本，每个样本的输入数据包括发射点、目标点的经纬度和各禁飞区的中心经纬度，输出数据包括一级最大负攻角、二级最大负攻角、三级常值俯仰角变化率、发射方位角、拉起段攻角改变时刻、拉起段结束时刻、阻力加速度和俯冲打击段攻角；利用样本对诸元解算神经网络模型进行训练，并利用训练后的模型根据当前发射点、目标点的经纬度、以及各禁飞区的中心经纬度预测出助推滑翔飞行器待规划轨迹的发射诸元。本发明主要应用于多工况下的发射诸元快速解算。
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公开(公告)号：CN116661334A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310741441.6
申请日：2023-06-21
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，为解决纯数学方法无法真实的仿真导弹与目标的信息，不能有效验证空空导弹电视末制导方法的有效性的问题。构建包括上位机、CCD相机和屏幕的半物理仿真平台，并在其中建立导弹和目标的数学模型、导弹的制导控制模型，获得导弹的位置、速度和姿态、目标的位置和速度、控制指令；根据上述信息求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在屏幕上模拟。用CCD相机模拟导弹红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置得到目标相对于导弹的视线角；根据视线角更新导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。属于导弹制导领域。
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