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公开(公告)号：CN115729156A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211519427.3
申请日：2022-11-30
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: G05B19/042
Abstract: 本申请公开了一种基于串口可扩展的飞行测控系统，包括参数上传模块、功能测试模块、飞行诸元参数装订模块、地形数据装订模块、机载串口数据处理模块和飞行控制模块，其中，参数上传模块用于接收系统参数和软件升级参数进行解析和存储；功能测试模块用于接收测试指令进行功能测试；飞行诸元参数装订模块用于获取飞行诸元参数完成飞行诸元参数装订；地形数据装订模块用于获取地形数据完成地形数据装订；机载串口数据处理模块用于获取机载设备的串口数据完成分类转换；飞行控制模块用于分析接收的数据并获得控制参数，以控制舵机动作；本发明的系统能够缩短测控系统的开发周期，降低生产成本，具有成本低、结构简单、易于扩展、开发效率高等特点。
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公开(公告)号：CN110440642B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201910662889.2
申请日：2019-07-22
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: F41J9/08
Abstract: 本发明公开了一种靶弹测发控系统，该系统包括远程控制模块、发控测试系统模块和电源模块，远程控制模块分别与发控测试系统模块和电源模块通信连接，其中，发控测试系统模块依据远程控制模块的第一指令、第二指令、第三指令和发射指令，分别对待发射靶弹并采集相应的测试结果发送给远程控制模块，远程控制模块分别接收发控测试系统模块采集的各个阶段的测试结果，判断各个测试阶段的测试结果是否合格，合格后发送相应的各阶段指令给发控测试系统模块，所有测试结果合格后发送发射指令给发控测试系统模块，发控测试系统模块发出点火命令给对待发射靶弹，实现待发射靶弹的发射，从而简化了靶弹发射前的准备工作，同时减少了远端的连接线缆。
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公开(公告)号：CN108984838B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN201810600065.8
申请日：2018-06-12
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明公开了一种基于虚引力的复杂系统部件重要度评估处理方法，包括以下步骤：将复杂系统的实际拓扑抽象为复杂网络模型，依据复杂网络模型建立复杂系统组成部件的节点接近度模型，引入虚引力模型并描述间接相连节点间的重要度贡献，综合考虑节点接近度和节点重要度贡献，构建了复杂系统中组成部件的重要度评估模型，验证系统部件重要度评估模型的有效性，最后依据重要度值的大小确定系统中的关键部件、重要部分以及一般部件。本发明综合考虑节点接近度和节点重要度贡献，以实现准确复杂系统的信息传递效率，以评估部件重要度、有效地识别复杂系统中的关键部件、重要部件以及一般部件并据此进行不同类型的维保处理，从而保证复杂系统的运行质量。
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公开(公告)号：CN112947517B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202110146660.0
申请日：2021-02-03
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
Abstract: 本发明公开了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置。该方法包括装订航迹点位置，并计算航迹点位置的射向射程和侧偏；根据射向射程和侧偏计算航迹点的航迹指令斜率；基于航迹指令斜率计算相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；基于航迹指令确定飞行任务所需航迹角指令以及侧偏指令；根据航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制飞行器飞行。本发明实现了保证了航程尽可能短、航迹光滑、不存在尖点或折角，使得飞行器以尽可能短的航程途径经过各预期航迹点或附近，且飞行器姿态角不会有短周期的明显振荡。
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公开(公告)号：CN111240362A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN202010066230.3
申请日：2020-01-20
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种基于智能纠偏控制引导飞行器转弯的方法及装置，该方法包括提供飞行器X-Y平面取向的飞行工作区域；提供飞行器起始位置和目标位置；构建基准飞行轨迹，获取飞行器的基准飞行轨迹参数：转弯起始位置、转弯半径、转弯角度；并根据上述基准飞行轨迹参数进一步计算转弯角速度、转弯时间、转弯中心点位置；根据轨迹偏航角计算设定飞行器的实际飞行轨迹参数：偏航角转弯开始时间、偏航角转弯结束时间；并计算偏航角指令；再将偏航角指令和基准飞行轨迹参数进行PID控制计算，实现该飞行器的航向纠偏控制。本发明使用PID控制计算来调整飞行器的转弯飞行轨迹偏差，从而智能、准确地引导飞行器尽量不偏离基准飞行轨迹，准确到达目标位置。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108319189B
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201810011630.7
申请日：2018-01-05
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种多连发靶弹控制系统，包括靶弹飞行控制子系统和地面控制子系统；所述靶弹飞行控制子系统主要用于实时测量靶弹飞行时三个方向的姿态角速率信号、高度信号以及GPS信号，根据控制规律形成舵机控制信号，控制靶弹姿态稳定，按设定的程序进行爬高、定高平飞和航向位置控制；所述地面控制子系统包括通过N套发射控制电缆相连的发射操作台和发射控制台，所述发射操作台用于提供地面控制子系统所需的控制信号，配合发射控制台完成对靶弹的发射对接测试及发射控制，具备N发靶弹连续发射控制功能；本发明能够实现多连发靶弹的发射控制及测试，提高了靶弹的供靶能力，且体积小便于携带。
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公开(公告)号：CN104697497A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201510091289.7
申请日：2015-02-28
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
Abstract: 本发明公开了一种数字式倾角传感器及其温度非线性补偿方法；数字式倾角传感器包括MEMS传感器、滤波模块、微处理器、基准电源模块、通信模块和稳压电源模块；其中微处理器内含A/D变换模块、温度补偿模块及非线性补偿模块。MEMS传感器输出含倾角信息的模拟电压信号经滤波模块输入至A/D变换模块，同时还输出温度数字信号至温度补偿模块。在微处理器中，A/D变换模块及温度补偿模块的输出经非线性补偿模块综合后输出倾角测量值数字信号。温度补偿模块及非线性补偿模块所采用的温度非线性补偿技术弥补了现有同类技术中温补误差大、非线性误差明显的缺点。本发明具有成本低、测量精度高、抗振动冲击、适用于宽温严酷环境的优点。
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公开(公告)号：CN113296400B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202110526487.7
申请日：2021-05-14
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种两回路过载自动驾驶仪的参数整定方法及系统。该方法包括步骤：构建飞行器的动力学模型；根据动力系数变化特性选取飞行器的关键飞行时间点；计算关键飞行时间点的自动驾驶仪模型的参数具体值；根据执行机构的指标参数选定自动驾驶仪模型的性能指标；计算关键飞行时间点的自动驾驶仪控制参数；通过驾驶仪硬件接口将控制参数上传至自动驾驶仪；自动驾驶仪计算模块采用插值算法计算获取其他任意时刻的自动驾驶控制参数。本发明针对飞行器跨音速飞行模式下，空气动力特性波动较大、操纵性差等特点，有效地实现了飞行器跨音速阶段的稳定控制，且计算过程简单，易于实现。
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公开(公告)号：CN112947517A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110146660.0
申请日：2021-02-03
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
Abstract: 本发明公开了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置。该方法包括装订航迹点位置，并计算航迹点位置的射向射程和侧偏；根据射向射程和侧偏计算航迹点的航迹指令斜率；基于航迹指令斜率计算相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；基于航迹指令确定飞行任务所需航迹角指令以及侧偏指令；根据航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制飞行器飞行。本发明实现了保证了航程尽可能短、航迹光滑、不存在尖点或折角，使得飞行器以尽可能短的航程途径经过各预期航迹点或附近，且飞行器姿态角不会有短周期的明显振荡。
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公开(公告)号：CN106681336B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201611243204.3
申请日：2016-12-29
Applicant: 湖北三江航天红峰控制有限公司
Abstract: 本发明公开了一种无人飞行器高度测量控制系统及控制方法，该控制系统包括高度表模块、卫星导航模块、惯性测量模块以及计算处理模块；高度表模块，实时测量所述无人飞行器对地距离；卫星导航模块，实时接收处理卫星信号，测量所述无人飞行器飞行位置及方向；惯性测量模块，实时测量所述无人飞行器姿态角速度及加速度；计算处理模块，以并行方式接收高度表模块、卫星导航模块及惯性测量模块的数据，计算获得高度测量数据；按照本发明实现的无人飞行器高度测量控制系统及其控制方法，能综合处理高度表故障、卫星导航故障或两者均故障的情况，使控制系统最大限度保证飞行器高度稳定。
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