“关英姿”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果24个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]基于洗出算法的医疗康复训练机器人控制方法及设备-CN202210535451.X有效
发明人：吴俊玉;刘玉斌;赵杰;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-05-17 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： G16H40/60 文献下载
摘要：基于洗出算法的医疗康复训练机器人控制方法及设备，属于控制技术领域。本发明是为了解决现有的洗出算法滤波器参数经验值并不适合平衡障碍康复训练，且难以对康复训练机器人进行有效控制的问题。本发明采用的洗出算法为经过参数优化的洗出算法，优化过程中，基于加速度信号的拉式变换、耳石模型的传递函数和x方向高通滤波器建立x方向加速度的体感误差函数，基于滚转角速度的拉氏变换、半规管模型的传递函数和x方向倾斜协调滤波器建立x方向角速度的体感误差函数，并进一步建立优化目标，利用优化目标得到经过参数优化的洗出算法的控制参数。本发明主要用于医疗康复训练机器人的控制。
基于算法医疗康复训练机器人控制方法设备

[发明专利]一种基于速度损失计算的火箭运载能力智能求解方法-CN202210142466.X有效
发明人：韦常柱;刁尹;浦甲伦;刘哲;关英姿 -专利权人：哈尔滨逐宇航天科技有限责任公司
申请日： 2022-02-16 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种基于速度损失计算的火箭运载能力智能求解方法，属于火箭运载技术领域。方法如下：得到飞行状态与重力速度损失的智能关系映射；计算任务所需的速度增量；计算火箭理想速度增量；计算运载火箭各速度损失项；判断是否结束计算流程；若不结束则给有效载荷初值加上一个小的增量定义为当前有效载荷；在当前有效载荷条件下，再次计算运载火箭各速度损失项并计算出火箭实际速度增量，并同时恢复有效载荷初值；计算新的有效载荷初值，并再次进行计算运载火箭各速度损失项。本发明采用智能神经网络表征多构型与多任务参数的差异与规律，满足了多构型与多任务需求的火箭运载能力智能计算，可利用神经网络完成运载能力的快速准确计算。
一种基于速度损失计算火箭运载能力智能求解方法

[发明专利]一种基于DSP的用于垂直起降飞行器制导控制的串口数据收发方法-CN201811592080.9有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;杨奔奔;关英姿;浦甲伦 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-12-25 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于DSP的用于垂直起降飞行器制导控制的串口数据收发方法，属于半实物仿真系统开发技术领域。所述方法包括：步骤一、开始启动串口数据收发；步骤二、参数初始化；步骤三、失能中断；步骤四、打开配置设备；步骤五、设置中断；步骤六、使能中断；步骤七、开启死循环。
一种基于 dsp 用于垂直起降飞行器制导控制串口数据收发方法

[发明专利]一种针对运载火箭的在线单发推力故障诊断方法-CN201910329499.3有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;陈嘉凯;李源;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-04-23 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：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。
一种针对运载火箭在线单发推力故障诊断方法

[发明专利]一种垂直起降可重复使用运载器多终端约束上升段制导方法-CN201910227588.7有效
发明人：崔乃刚;韦常柱;李源;关英姿;浦甲伦 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-03-25 - 公布日： 2020-09-04 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明提出了一种垂直起降可重复使用运载器多终端约束上升段制导方法，属于运载火箭弹道制导控制技术领域。所述方法包括：步骤一、建立垂直起降可重复使用运载器动力学方程，并根据所述垂直起降可重复使用运载器动力学方程确定过程约束要求；步骤二、根据最优控制原理推导并获取最优控制条件；步骤三、根据制导任务需求，给定终端位置、速度和姿态角要求，并确定其满足的终端约束要求；步骤四、获取终端状态变量和协态变量；步骤五、根据所述满足终端约束的状态变量和协态变量初值，结合最优控制条件即可获得指导指令。本发明有效提高的垂直起降可重复使用运载器上升段制导方法的收敛性、工程实用性和精确性。
一种垂直起降重复使用运载终端约束上升制导方法

[发明专利]一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法-CN201910035928.6有效
发明人：崔乃刚;韦常柱;琚啸哲;李源;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-01-15 - 公布日： 2020-08-07 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提出一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。该方法设计了以栅格舵为执行机构、考虑不确定性的运载火箭子级控制系统模型，给出了鲁棒控制器的求解流程，从而保证了火箭子级在大参数不确定条件下的稳定和保性能飞行。本发明可有效提高运载火箭子级在大气层内飞行过程中控制系统的鲁棒性，通过充分利用栅格舵在大动压区的高控制效率，有效保障子级对制导指令的高精度跟踪。相较于经典控制方法和非线性及智能控制方法，本发明在实现控制系统对不确定参数的鲁棒稳定同时，也保证了较高的工程可实践性，将在运载火箭子级返回落区控制以及未来的垂直起降可重复使用领域发挥重要作用。
一种基于混合灵敏度运载火箭返回大气层飞行鲁棒控制方法

[发明专利]一种垂直起降重复使用运载器的自适应容错控制方法-CN201810949373.1有效
发明人：崔乃刚;韦常柱;张亮;浦甲伦;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-08-20 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：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。
一种垂直起降重复使用运载自适应容错控制方法

[发明专利]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-CN201910561695.3有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;李源;陈嘉凯;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2019-06-26 - 公布日： 2020-05-26 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：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。
基于复合观测器垂直起降飞行器复杂故障诊断辨识方法

[发明专利]垂直起降运载火箭子级着陆段精确垂直软着陆四次多项式制导方法-CN201810811882.8有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;张亮;浦甲伦;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-07-23 - 公布日： 2019-09-10 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明提出了垂直起降运载火箭子级着陆段精确垂直软着陆四次多项式制导方法，属于制导与控制技术领域。该方法通过设计以矢量火箭发动机为执行机构的、由箭上导航系统输出的子级状态和目标着陆场的预设落点位置，利用四次多项式方法求得的火箭着陆段高精度垂直软着陆制导指令。垂直起降运载火箭子级着陆段精确垂直软着陆制导方法能够实现火箭子级的精确垂直软着陆。
垂直软着陆子级制导着陆运载火箭火箭控制技术领域火箭发动机导航系统落点位置矢量预设指令输出

[发明专利]一种垂直起降重复使用运载器的非线性自抗扰控制方法-CN201810790014.6有效
发明人：韦常柱;张亮;崔乃刚;浦甲伦;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-07-18 - 公布日： 2019-08-06 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提出一种垂直起降重复使用运载器的非线性自抗扰控制方法，它包括以下步骤：步骤一：姿态控制模型建立；步骤二：TD跟踪微分器设计；步骤三：非线性扩张状态观测器设计；步骤四：非线性自抗扰控制器设计；步骤五：非线性反馈控制律设计。本发明针对现有自抗扰控制器姿态响应时间较长、抗噪声能力弱和姿态控制精度较低等缺点而提出，将有限时间收敛特性的非线性TD跟踪微分器、固定时间收敛的扩张状态观测器和非线性反馈控制律组合一起形成了新型的非线性自抗扰控制器，从而提高了系统对复杂外部干扰抑制能力，同时也提高了姿态控制精度和响应速度。
自抗扰控制器姿态控制非线性反馈控制扩张状态观测器跟踪微分器自抗扰控制运载器收敛垂直抗噪声能力模型建立外部干扰姿态响应响应

[发明专利]一种垂直起降重复使用运载器自抗扰滑模控制方法-CN201810962167.4有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;张亮;关英姿;浦甲伦 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-08-22 - 公布日： 2019-07-09 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明提出了一种垂直起降重复使用运载器自抗扰滑模控制方法，包括姿态角制导指令转换为四元数；基于四元数描述的姿态控制模型建立；非线性反馈控制律设计；扩张状态观测器设计；自抗扰滑模控制器设计。本发明有效避免姿态奇异问题，并以姿态控制模型为基础设计相应的基于四元数的自抗扰滑模控制器，从而适应全程不同飞行阶段的不同执行机构控制需求，克服内外干扰，保证高精度、快响应、强鲁棒和自适应的控制性能，这对于垂直起降重复使用运载器回收技术具有重要的研究意义。
自抗扰四元数运载器滑模控制器滑模控制姿态控制垂直非线性反馈控制扩张状态观测器飞行阶段基础设计机构控制控制性能模型建立指令转换快响应姿态角自适应鲁棒制导回收全程保证研究

[发明专利]一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法-CN201810785121.X有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;浦甲伦;关英姿;张亮 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-07-17 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，属于飞行器控制技术领域。将具有固定收敛特性的自适应滑模趋近律和二阶固定时间收敛扩张状态观测器引入到模型参考自适应滑模控制器设计中，从而提高了系统对复杂外部干扰抑制能力，同时也提高了模型跟踪的精度和跟踪速度。
自适应模型参考滑模控制运载器收敛垂直扩张状态观测器飞行器控制滑模控制器模型跟踪外部干扰二阶滑模跟踪引入

[发明专利]一种基于labwindows+RTX的垂直起降运载器半实物仿真平台及仿真方法-CN201811592078.1在审
发明人：韦常柱;崔乃刚;张泽;浦甲伦;关英姿 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-12-25 - 公布日： 2019-05-10 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于labwindows+RTX的垂直起降运载器半实物仿真平台及仿真方法，属于运载器仿真技术领域。所述方法仿真平台及仿真方法包括界面展示模块、通信设置模块、串口通信模块、DA数据采集卡驱动模块、AD数据采集卡驱动模块、动力学积分模块和共享内存模块以及各模块对应的步骤。所述垂直起降运载器半实物仿真平台及仿真方法减少软件开发过程中代码编写的工作量的特点。
运载器半实物仿真平台驱动模块垂直串口通信模块共享内存模块界面展示模块软件开发过程数据采集卡代码编写仿真技术仿真平台积分模块通信设置动力学工作量

[发明专利]一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法-CN201810582474.X有效
发明人：韦常柱;崔乃刚;浦甲伦;关英姿;韩业鹏 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-06-07 - 公布日： 2019-05-10 - 主分类号： F41G3/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，属于制导与控制技术领域。通过箭载GPS/INS导航量测获得惯性系下子级的位置、速度矢量，结合任务的期望目标落点位置、速度信息，计算虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量，通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，得到惯性视线角速度在弹道系下的分量，得到考虑重力补偿的虚拟比例导引过载指令，用于输入栅格舵控制系统实现控制。所述方法具有有效提高子级落区和子级重复使用返回制导精度的特点。
子级虚拟导引精确制导返回段运载火箭弹道制导视线控制技术领域坐标转换矩阵落点位置期望目标速度矢量速度信息系统实现重力补偿舵控制惯性系输入栅过载量测指令返回

[发明专利]垂直起降可重复使用运载器通用快速弹道迭代设计方法-CN201811050675.1在审
发明人：崔乃刚;韦常柱;浦甲伦;关英姿;李源 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-09-10 - 公布日： 2019-03-05 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明提出了垂直起降可重复使用运载器通用快速弹道迭代设计方法，属于运载火箭弹道设计技术领域。所述方法包括步骤一：确定待迭代设计运载器的飞行程序各控制量，所述各控制量包括各飞行段的时间和程序角指令；步骤二：确定待迭代设计的飞行程序各控制量的可行域；步骤三：确定终端约束要求，所述终端约束要求包括回收场经纬度、终端高度、速度和倾角的要求；步骤四：根据终端约束精度要求，确定各终端约束的加权系数；步骤五：根据迭代控制量和迭代目标量维数，利用广义牛顿迭代方法进行弹道迭代设计；步骤六：获得满足精度要求的通用快速弹道。具有高精确性、高可靠性的特点。
迭代终端约束弹道控制量运载器飞行程序精度要求可重复通用垂直经纬度弹道设计迭代控制高精确性高可靠性加权系数牛顿迭代飞行段回收场可行域目标量运载火箭维数指令终端

1
2
下一页»
尾页
共 24 条