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公开(公告)号：CN112947124A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110416385.X
申请日：2021-04-19
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本申请涉及火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站。飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动。实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。通过将飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，实现了高效测试提升火箭控制系统可靠性目的。
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公开(公告)号：CN112947124B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202110416385.X
申请日：2021-04-19
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本申请涉及火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站。飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动。实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。通过将飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，实现了高效测试提升火箭控制系统可靠性目的。
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公开(公告)号：CN111854544B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202010497980.6
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及一种全箭回收教学实验火箭与回收方法。所述火箭包括：全箭回收教学实验火箭箭体、安装在全箭回收教学实验火箭箭体内的降落伞系统以及设置在全箭回收教学实验火箭箭体上的移动滑块系统；降落伞系统包括：降落伞包、伞绳以及连接箭体的伞绳转接头；移动滑块系统包括：移动滑块、导轨以及自锁结构；自锁结构与所述伞绳转接头分布在箭体重心的两侧；移动滑块在惯性作用下滑动至所述自锁结构并固定。采用本发明实施例可以实现火箭全箭回收多种回收姿态简单切换。
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公开(公告)号：CN112455731A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011532925.2
申请日：2020-12-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： B64G4/00
摘要： 本发明涉及一种空间目标捕获装置及空间目标捕获系统。空间目标捕获装置包括：安装座；驱动机构，设置于所述安装座上；发射轮，与所述驱动机构传动连接，所述发射轮的外周面上设有沿所述发射轮的周向间隔设置的多个容纳槽，所述驱动机构用于驱动所述发射轮绕所述发射轮的轴线转动；第一外壳，罩住所述发射轮的外周面，且所述第一外壳与所述发射轮相分离，所述第一外壳设有与所述发射轮的外周面相对的发射孔，所述发射轮能够在所述驱动机构的驱动下使得任一所述容纳槽与所述发射孔相对；及加热体，用于对通过所述发射孔的物体进行加热。
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公开(公告)号：CN117519257A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202410009500.5
申请日：2024-01-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请属于飞行器控制技术领域，涉及一种基于反步法的超声速巡航高度控制方法，包括：获取超声速巡航飞行器的动力参数，并构建超声速巡航飞行器的动力学模型；将超声速巡航飞行器的动力学模型表示为严格反馈形式；根据动力学模型的严格反馈形式，基于反步法，设计超声速巡航飞行器的高度子系统的控制律和速度子系统的控制律，并根据高度子系统的控制律和速度子系统的控制律，生成超声速巡航飞行器的控制指令；获取超声速巡航飞行器的高度指令，并根据超声速巡航飞行器的控制指令，对超声速巡航飞行器进行高度控制。采用本申请能够提高控制的鲁棒性和稳定性。
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公开(公告)号：CN111856074B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202010498017.X
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01P13/02
摘要： 本发明公开一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法，包括固定相连的头舱与仪器舱；头舱上设有若干检测机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中测量数据；仪器舱内设有导航机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的运动状态数据；弹载计算机，与检测机构、导航机构电联，用于对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据，飞行数据包括当不限于飞行高度、升降速度、马赫数、真实空速、指示空速以及修成补偿后的攻角与侧滑角。解决现有技术中飞行数据测量精度低的问题，实现高精度测量。
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公开(公告)号：CN111862686A
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN202010498012.7
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及一种飞行器运动状态测量与数据处理系统，所述系统包括飞行参数采集单元、环境参数采集单元、数据记录仪、在线处理计算机和离线处理计算机。本系统能够采集飞行器的空间环境参数和飞行参数，使用在线处理计算机获得实时的飞行器运动状态数据，在此基础上进行飞行器指控；或使用离线处理计算机对存储在数据记录仪中的历史飞行数据进行处理，在此基础上进行飞行器性能分析。采用本系统可形成统一的飞行器飞行状态数据测量和处理流程，获得综合的实时飞行状态数据，降低飞行器控制难度；还能根据分析需求按需获取历史飞行数据并导入分析环境，实现更加灵活和便捷的飞行器性能分析能力。
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公开(公告)号：CN111859526B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202010497999.0
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供了一种助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，包括以下步骤：输入导弹目标射程，将弹道分为助推段、调整段、滑翔段和末制导段；根据弹道交班点的位置速度要求，计算每一段的射程；累加助推段、调整段、滑翔段射程得到总射程，与目标射程比对，迭代求解，使得总射程满足目标射程要求，从而确定目标弹道；根据目标弹道，得到弹道参数估计值；然后根据目标弹道得到关机点结构比和导弹的质量要求，得到质量参数估计值；根据质量参数估计值，得到动力参数估计值。本发明提供的一种助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，采用分段弹道计算，合理的假设和经验公式的运用，可以在保证一定求解精度的前提下大大提高计算的速度和效率。
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公开(公告)号：CN116184813B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310490536.5
申请日：2023-05-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B11/42
摘要： 本申请涉及一种助推滑翔火箭姿态控制方法、装置、设备和存储介质，通过利用遗传算法在预设的范围内对姿态控制参数进行迭代求解，其中，采用火箭六自由度非线性动力学模型对每一次迭代得到的种群进行仿真得到实际姿态角仿真数据，再根据实际姿态角仿真数据以及指令姿态角数据计算目标函数，直至目标函数收敛于预设指标，则得到优化后的姿态控制参数，最后根据所述优化后的姿态控制参数对姿态控制器进行调整，并根据指令姿态角数据对助推滑翔火箭姿态进行控制。采用本方法能够简单快速的得到可靠有效的控制器参数，以实现对助推滑翔火箭飞行姿态的精准控制。
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公开(公告)号：CN111856074A
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN202010498017.X
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01P13/02
摘要： 本发明公开一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法，包括固定相连的头舱与仪器舱；头舱上设有若干检测机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中测量数据；仪器舱内设有导航机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的运动状态数据；弹载计算机，与检测机构、导航机构电联，用于对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据，飞行数据包括当不限于飞行高度、升降速度、马赫数、真实空速、指示空速以及修成补偿后的攻角与侧滑角。解决现有技术中飞行数据测量精度低的问题，实现高精度测量。
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