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[发明专利]基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法-CN202310741441.6在审
发明人： 荆武兴;安若铭;王锦坤;徐家琦;高长生;胡玉东 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-06-21 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
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。
基于 ccd 相机导弹跟踪目标物理仿真平台验证方法

[发明专利]一种临近空间高超声速目标轨迹预测方法-CN202010640882.3有效
发明人：李君龙;荆武兴;胡玉东;陈晓波;陈赜;霍明英 -专利权人：北京电子工程总体研究所;哈尔滨工业大学
申请日： 2020-07-06 - 公布日： 2023-02-24 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种临近空间高超声速目标轨迹预测方法，属于临近空间高超声速目标轨迹预测领域，本发明为了解决现有技术中通过制导规律在线辨识、拟合外推或模板匹配等方法实现轨迹预测，在临近高超声速目标防御过程中，目标的动力学模型等是未知的，且高超声速目标制导律复杂多变，在线估计困难且误差较大的问题，本发明通过将所得历史弹道数据分解为弹道趋势信号和弹道周期跳跃信号，并分别对趋势信号进行建模，对周期跳跃信号进行建模，最后对步骤二建立的趋势信号模型和步骤三建立的周期跳跃信号模型进行叠合得到弹道完整参数化模型，然后基于完整模型外推实现轨迹预测，本发明主要适用于高超声速目标横向机动轨迹预测、目标速度预测等方面。
一种临近空间高超声速目标轨迹预测方法

[发明专利]一种基于贝叶斯估计的高超速飞行器长期轨迹预报方法-CN202010627408.7有效
发明人：胡玉东;高长生;荆武兴;侯祥宇;王冠;郭继峰 -专利权人：哈尔滨工业大学;北京电子工程总体研究所
申请日： 2020-07-02 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明涉及轨迹预报技术，是一种基于贝叶斯估计的高超速飞行器长期轨迹预报方法，为解决高超声速飞行器轨迹预报的主要技术难点：构建合适的目标意图代价函数，准确反映目标飞行意图；开发目标飞行的可行区快速结算方法；基于贝叶斯估计设计合理的多步递推预测算法，预测目标攻击意图和轨迹预测，实时建立预测轨迹簇；本发明主要包括四部分内容：多指标意图函数建立、高超声速飞行器可行区分析、贝叶斯估计下意图推测算法和基于蒙特卡洛打靶的高超声速飞行器轨迹预报方法一方面推测目标飞行意图，降低目标机动致使的轨迹不确定性；另一方面设计实时未来轨迹多步递推算法，充分挖掘高超声速飞行器运动的潜在规律，实现目标轨迹的长时间预报。
一种基于贝叶斯估计超速飞行器长期轨迹预报方法

[发明专利]一种基于序列凸优化的高超声速飞行器轨迹规划方法-CN202010591441.9有效
发明人：胡玉东;高长生;荆武兴;李臻;曹颖;李君龙 -专利权人：哈尔滨工业大学;北京电子工程总体研究所
申请日： 2020-06-24 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：一种基于序列凸优化的高超声速飞行器轨迹规划方法，它属于高超声速飞行器轨迹规划技术领域。本发明解决了传统序列凸优化方法存在的可行性问题和收敛性问题。本发明的序列凸优化部分针对高超滑翔飞行段展开设计，提出了带罚函数的置信域加速算法。算法分为两步，第一步对非线性约束引入松弛变量，放弃置信域约束，目的是能够在更大的解空间中寻找可行解。待微分方程约束误差足够小后，转入下一步规划。第二步将目标函数重设为最小化置信域误差，主要解决子问题与原问题不等价的问题。基于这种方式能够在较差初值下，准确而迅速地完成多约束轨迹规划工作，具有极大实用性。本发明可以应用于高超声速飞行器轨迹规划。
一种基于序列优化高超声速飞行器轨迹规划方法

[发明专利]一种高超声速飞行器状态估计方法-CN202010646801.0在审
发明人：李君龙;姜立峰;高长生;荆武兴;李沈军;胡玉东 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-07-07 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
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。
一种高超声速飞行器状态估计方法

[发明专利]一种变质心飞行器模拟装置-CN201710418970.7有效
发明人：高长生;荆武兴;李涧青;封天明 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2017-06-06 - 公布日： 2019-04-26 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
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。
一种质心飞行器模拟装置

[发明专利]一种远程火箭发射初态误差传播估计方法-CN201510523229.8有效
发明人： 荆武兴;郑旭;高长生;常晓华 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2015-08-24 - 公布日： 2018-06-12 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
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。
远程火箭初态加速度偏差发射误差传播点位置偏差横向偏差速度偏差纵向偏差解析解关机落点近似飞行动力学科氏加速度弹道设计计算效率动力学运载火箭求解摄动引力传播应用分析

[发明专利]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-CN201510330082.0有效
发明人：高长生;李涧青;魏鹏鑫;荆武兴 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2015-06-15 - 公布日： 2017-11-17 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
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。
单滑块滚喷模式质心飞行器模型及其结构布局参数设计方法

[发明专利]一种远程火箭初始定位定向误差影响分析方法-CN201610981694.0在审
发明人： 荆武兴;郑旭;高长生;常晓华;王增寿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2016-11-08 - 公布日： 2017-08-11 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：一种远程火箭初始定位定向误差影响分析方法，本发明涉及远程火箭初始定位定向误差影响分析方法。本发明的目的是为了解决现有估计精度不高的问题。通过以下技术方案实现的步骤一、建立考虑视加速度耦合时导航摄动方程；步骤二根据步骤一得出的考虑视加速度耦合时导航摄动方程，求解引力加速度对位置的偏导数矩阵、视加速度投影偏差、视加速度耦合偏差、初始速度误差、初始位置误差；步骤三、得到考虑视加速度耦合时远程火箭初始定位定向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。本发明用于航天技术领域。
一种远程火箭初始定位定向误差影响分析方法

[发明专利]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-CN201110005239.4无效
发明人： 荆武兴;李茂登;黄翔宇 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2011-01-12 - 公布日： 2011-08-24 - 主分类号： G01C21/02 文献下载
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。
基于集成敏感脉冲数据卫星高精度自主导航方法

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