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公开(公告)号：CN111880581B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202010803917.0
申请日：2020-08-11
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G05D13/62
摘要： 本发明公开了一种有限时间速度追踪制导律设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立制导系统的数学模型；步骤二、设计有限时间速度追踪制导律；步骤三、明确设计参数调整方法；步骤四、检验制导律的性能。该方法基于有限时间控制理论设计速度追踪制导律，从理论上保证导弹的速度追踪误差角在有限时间内收敛到零，从而确保导弹精确命中目标。本发明设计的制导律中引入了分数幂项，根据已有有限时间控制理论研究结果，它可以使制导律具有更好的抗干扰能力。
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公开(公告)号：CN112013726B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202010866153.X
申请日：2020-08-25
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明公开了一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型；第二步、明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务；第三步、构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量ηd，并将其通过近似饱和函数处理后得到第一层虚拟控制量ηc；第四步：利用Barrier Lyapunov函数，设计第二层虚拟控制量ωzc；第五步、设计实际舵偏角指令δz；第六步、综合第三至第五步，得到考虑视场约束的制导控制一体化算法；第七步、检验制导控制一体化算法的性能。本发明的方法能够实现对目标的精确打击，并确保全捷联导引头视场约束得以满足。
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公开(公告)号：CN112286058A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011233304.4
申请日：2020-11-06
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，方法包括，步骤一：建立控制受限卫星编队飞行系统的轨道动力学模型并得到状态空间方程，建立待跟踪信号模型并得到状态空间方程；步骤二：建立参量Lyapunov方程并分析其性质，通过参量Lyapunov方程的正定解，设计显式的线性时变反馈控制律，建立输出调节方程，通过输出调节方程的解，设计显式的线性时变前馈控制律，通过线性时变反馈控制律和线性时变前馈控制律设计控制受限卫星编队飞行系统的时变状态控制器；步骤三：通过构造显式的Lyapunov函数，利用参量Lyapunov方程和调节方程解的性质设计控制器参数，保证伴飞卫星在有限时间内完成跟踪任务。本发明为实现控制受限情形下卫星编队飞行系统的有限时间控制。
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公开(公告)号：CN111007867B
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN201911399686.5
申请日：2019-12-30
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明记载一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法，属于航空航天领域，具体方案包括以下步骤：步骤一、明确控制系统的设计任务；步骤二、建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；步骤三、设计自适应滑模控制律；步骤四、闭环系统分析；步骤五、利用计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行闭环系统的性能检验。本设计方法不仅使得高超声速飞行器姿态角在有限时间内达到了精度要求，而且可以根据性能指标要求预先设定需要的调整时间。此外，该控制律还能使不确定项估计值按需增长，也减小了控制器增益，很大程度上克服了一般鲁棒控制和自适应控制设计的保守性。
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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
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 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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公开(公告)号：CN113697131B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202110995865.6
申请日：2021-08-27
申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法；步骤S4：设计动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域；步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。本发明通过抗退绕滑模姿态跟踪控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态跟踪时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113703471B
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202110995878.3
申请日：2021-08-27
申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113703471A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110995878.3
申请日：2021-08-27
申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。
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公开(公告)号：CN113697131A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110995865.6
申请日：2021-08-27
申请人： 哈尔滨工业大学(深圳)
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明公开了一种刚体航天器的抗退绕滑模姿态跟踪控制方法及系统，所述方法包括如下步骤：步骤S1：建立刚体航天器姿态跟踪误差的运动学方程和动力学方程；步骤S2：采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；步骤S3：基于李雅普诺夫稳定性理论，设计抗退绕滑模姿态跟踪控制算法；步骤S4：设计动态参数，给出两个平衡点对应的吸引域；步骤S5：将抗退绕滑模姿态跟踪控制算法应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。本发明通过抗退绕滑模姿态跟踪控制方法可以使航天器系统具有良好的稳定性，当航天器系统受到外部干扰进行姿态跟踪时，航天器的姿态能很快趋于稳定，无退绕现象。
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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
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 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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