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公开(公告)号：CN110082115B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201910329499.3
申请日：2019-04-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种针对运载火箭的在线单发推力故障诊断方法，包括以下步骤：S100基于运载火箭的姿态运动学和动力学方程建立运载火箭状态方程，并将带辨识量增广至状态量中，根据运载火箭实际单发推力数量建立相应数量的运载火箭单发推力故障诊断的系统状态方程和量测方程；S200在运载火箭\导弹实时飞行过程中，利用无迹卡尔曼滤波实现对运载火箭单发推力的估计，并获取估计误差和协方差阵；S300利用误差和协方差阵进行概率匹配计算，实现推力故障定位，取故障发动机的输出推力。本发明具有结构简单、设计过程简洁的特点且收敛速度快，辨识精度高，因此在运载火箭单发推力故障诊断中具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN109542112B
公开(公告)日：2020-07-21
申请号：CN201910016022.X
申请日：2019-01-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
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。
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公开(公告)号：CN109189087B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810949373.1
申请日：2018-08-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种垂直起降重复使用运载器的自适应容错控制方法，包括以下步骤：步骤一：制导指令获取；步骤二：着陆段容错控制模型建立；步骤三：固定时间收敛扩张状态观测器设计；步骤四：非奇异快速终端滑模面设计；步骤五：自适应容错控制器设计。通过这种设计模式不仅有效提高了系统对复杂外部干扰抑制能力和多种发动机故障模式下的自适应容错能力，同时也能保证姿态制导指令的快速、精确跟踪。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110244697B
公开(公告)日：2020-05-26
申请号：CN201910561695.3
申请日：2019-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立系统故障状态方程；步骤二、建立检测观测器快速实现故障判定，即判定系统是否出现故障；步骤三、建立一组单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器，利用单通道诊断观测器初步提取故障信息并利用多通道耦合分离观测器实现故障定位及精确诊断；步骤四、基于步骤二和步骤三的观测结果，快速诊断出故障模式和故障信息。该方法仅利用垂直起降飞行器的姿态角速度信息即可快速、精确地实现故障辨识，为控制重构及任务重构设计奠定了基础。
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公开(公告)号：CN110487132B
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201910816581.9
申请日：2019-08-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明记载一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，属于制导与控制技术领域，具体技术方案如下：一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，包括以下步骤：步骤一、建立目标‑飞行器相对运动方程；步骤二、根据目标‑飞行器相对运动方程设计非奇异快速终端滑模角度约束制导律；步骤三、对制导律进行稳定性分析。本发明结合非奇异快速终端滑模面和快速终端滑模趋近律，提出一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，所述方法能够提高远离平衡点时的落角收敛速度，且具有较高的落点精度，具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN110775301A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201911225721.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种具有高入轨效率和强机动能力的飞行器及其入轨方法，所述飞行器包括：固体发动机；连接至所述固体发动机的飞行器平台；以及安装至所述飞行器平台的载荷，所述载荷旨在随同所述飞行器飞行进入目标轨道以便执行任务；其中，所述固体发动机用于提供所述飞行器从地面发射场飞行进入亚轨道所需的飞行动力，其中，在所述飞行器飞行进入所述亚轨道之后，所述固体发动机从所述飞行器脱离，其中，所述飞行器平台中设置有液体推进系统，所述液体推进系统用于提供所述飞行器从所述亚轨道飞行进入所述目标轨道所需的飞行动力。
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公开(公告)号：CN110487132A
公开(公告)日：2019-11-22
申请号：CN201910816581.9
申请日：2019-08-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F42B15/01
Abstract: 本发明记载一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，属于制导与控制技术领域，具体技术方案如下：一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，包括以下步骤：步骤一、建立目标-飞行器相对运动方程；步骤二、根据目标-飞行器相对运动方程设计非奇异快速终端滑模角度约束制导律；步骤三、对制导律进行稳定性分析。本发明结合非奇异快速终端滑模面和快速终端滑模趋近律，提出一种基于非奇异快速终端滑模控制的角度约束制导方法，所述方法能够提高远离平衡点时的落角收敛速度，且具有较高的落点精度，具有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN110244697A
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201910561695.3
申请日：2019-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于复合观测器的垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立系统故障状态方程；步骤二、建立检测观测器快速实现故障判定，即判定系统是否出现故障；步骤三、建立一组单通道诊断观测器和多通道耦合分离观测器，利用单通道诊断观测器初步提取故障信息并利用多通道耦合分离观测器实现故障定位及精确诊断；步骤四、基于步骤二和步骤三的观测结果，快速诊断出故障模式和故障信息。该方法仅利用垂直起降飞行器的姿态角速度信息即可快速、精确地实现故障辨识，为控制重构及任务重构设计奠定了基础。
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