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公开(公告)号：CN117390825A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311149504.5
申请日：2023-09-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种适用于控制系统设计和仿真的通用舵面惯性力矩建模方法，属于飞行器控制技术领域，包括如下步骤：S1、建立飞行器体坐标系；S2、建立舵面坐标系；S3、任选一个物理舵，获得通用的舵面惯性力矩模型；S3、通过已知的通道等效舵偏与物理舵偏的转换关系，带入到步骤S3中建立的舵面惯性力矩模型，获得俯仰、偏航、滚动通道的等效舵偏的惯性力矩模型。本发明解决了现有舵面惯性力矩建模方法不通用，依赖于舵的配置方案和数目，影响飞行器分析和设计周期的问题。
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公开(公告)号：CN110928325B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN201911043353.9
申请日：2019-10-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 肖文 , 刘秀明 , 李欣 , 戴世聪 , 姜智超 , 孙超逸 , 王颖 , 张鹏宇 , 侯佳佳 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 陈芳 , 巩英辉 , 张宁宁 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 张敏刚 , 刘辉 , 陈默 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。
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公开(公告)号：CN115598978A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211245836.9
申请日：2022-10-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所(CN)
Inventor： 冯建林 , 徐春铃 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 巩英辉 , 张敏刚 , 刘辉 , 陈志刚 , 曹轶 , 张鹏宇 , 孙超逸 , 侯佳佳 , 肖文 , 王颖 , 刘秀明 , 李欣 , 王锦涛
Abstract: 本公开的高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，通过构建基于惯性坐标系的高速飞行器的动力模型；对动力模型进行线性化得到高速飞行器的仿射非线性模型，仿射非线性模型分为快回路和慢回路；基于高速飞行器全局快速收敛状态建立高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面；根据高速飞行器的角度指令和所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计高速飞行器慢回路非奇异终端滑模控制律；将慢回路控制律输出的角速度作为快回路的输入，结合全局快速非奇异终端滑模面设计快回路非奇异终端滑模控制律。能够解决现有飞行器控制模型复杂、鲁棒性差、响应速度慢、控制精度不高等问题，实现无动力高速飞行器姿态的稳定控制。
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公开(公告)号：CN107966162A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711125078.6
申请日：2017-11-14
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法，属于飞行器总体气动辨识技术领域。本发明的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，用于飞行试验后修正过载测量数据，确保飞行器气动参数辨识的精度和可信性，也可以作为飞行器的设计参数，用于飞行导航解算。
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公开(公告)号：CN112937926A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110182569.4
申请日：2021-02-08
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 闵昌万 , 张鹏宇 , 聂亮 , 陈伟华 , 常志鹏 , 刘全军 , 郑榕 , 王官宇 , 刘秀明 , 刘辉 , 王颖 , 闫颖鑫 , 姜智超 , 李欣 , 肖文 , 侯佳佳 , 孙超逸 , 冯建林
IPC: B64G1/58
Abstract: 本申请公开了一种发汗冷却方法及装置，用于实现发汗冷却介质的高效利用和端头温度的精确控制。本申请公开的发汗冷却方法包括：确定发汗冷却控制模型；确定所述控制模型的参数；根据所述参数和所述控制模型，确定发汗冷却控制律；根据所述发汗冷却控制律，对待冷却部件进行冷却。本申请还提供了一种发汗冷却装置。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110823016A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911019807.9
申请日：2019-10-24
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 谢佳 , 郭振西 , 巩英辉 , 唐毛 , 季登高 , 张宁宁 , 李欣 , 刘秀明 , 张箭飞 , 陈芳 , 杨凌霄 , 余颖 , 武斌 , 陈志刚 , 韩伯雄 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 陈默 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
Abstract: 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。
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公开(公告)号：CN106184811B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201610587103.1
申请日：2016-07-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 王颖 , 陈敏 , 闵昌万 , 王毓栋 , 黄兴李 , 肖振 , 陈安宏 , 刘全军 , 刘秀明 , 周禹 , 孙超逸 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 李欣 , 肖文 , 陈瞳 , 王少慧
Abstract: 本发明公开了一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，属于高速面对称飞行器控制领域。通过飞行器气动特性和控制策略的一体化设计，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明降低了对偏航静稳定特性的要求，简化了飞行器侧向布局设计，降低了侧向防隔热设计压力，提高了飞行可靠性。
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公开(公告)号：CN107817816A
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201711155266.3
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种使热环境最优的飞行器飞行攻角的确定方法，该方法通过改变飞行器的飞行攻角，改善飞行器各关键部位表面的热环境，使飞行器各关键部位表面的热环境处于最优状态，即热环境中的热流最小，属于飞行器的飞行控制技术领域。本发明的方法给出一种热环境最优的智能飞行攻角剖面确定方法，以热环境最优为目标，求解某飞行状态下的飞行攻角，为防隔热系统减轻压力，实现适应复杂飞行环境的智能飞行控。
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公开(公告)号：CN115167489B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202210770637.3
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G05D1/49 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及一种依靠空气舵起控不同攻角的安全边界快速确定方法，包括:基于飞行器的纵向控制能力，考虑气动、质心偏差获得纵向配平舵偏，依据纵向物理舵偏范围，确定飞行器纵向可用攻角范围[α1min,α1max]；基于飞行器的横侧向控制能力，考虑气动、质心偏差，获得横向控制闭环稳定性参数LCDP，确定飞行器横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]；将上述纵向可用攻角范围[α1min,α1max]和横侧向可用攻角范围[α2min,α2max]，求取交集，确定飞行器可用攻角范围[αmin,αmax]。
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公开(公告)号：CN115598978B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202211245836.9
申请日：2022-10-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 冯建林 , 徐春铃 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 巩英辉 , 张敏刚 , 刘辉 , 陈志刚 , 曹轶 , 张鹏宇 , 孙超逸 , 侯佳佳 , 肖文 , 王颖 , 刘秀明 , 李欣 , 王锦涛
Abstract: 本公开的高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，通过构建基于惯性坐标系的高速飞行器的动力模型；对动力模型进行线性化得到高速飞行器的仿射非线性模型，仿射非线性模型分为快回路和慢回路；基于高速飞行器全局快速收敛状态建立高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面；根据高速飞行器的角度指令和所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计高速飞行器慢回路非奇异终端滑模控制律；将慢回路控制律输出的角速度作为快回路的输入，结合全局快速非奇异终端滑模面设计快回路非奇异终端滑模控制律。能够解决现有飞行器控制模型复杂、鲁棒性差、响应速度慢、控制精度不高等问题，实现无动力高速飞行器姿态的稳定控制。
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