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公开(公告)号：CN118194553A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410314073.1
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06V20/17 , G06V20/70 , G06V10/774
Abstract: 本发明涉及一种模拟真实飞行环境的注入式验证方法，可以生成各种接近真实飞行条件的目标图像序列，并通过注入式仿真手段，较真实的完成图像跟踪、识别算法的验证。本发明试验方法，模拟真实飞行环境，采集获得目标图像序列；采用适当图像处理方法对采集的目标图像序列进行处理，生成接近飞行条件下的目标图像；并通过与真实飞行下的试验数据对比，对目标图像处理方法进行调整和校核，模拟更多场景下的目标图像序列；同时通过注入式仿真软件，利用生成的目标图像考核图像跟踪、识别算法性能。该方法利用有限的目标采集图像，可以模拟出各种真实飞行环境下的目标由远及近变化的图像序列，能够为全面验证图像跟踪、识别算法的性能提供支撑。
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公开(公告)号：CN117112714A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310471563.8
申请日：2023-04-27
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F16/31 , G06F40/205 , G06F18/10
Abstract: 一种通用型火箭飞行试验遥测数据快速解析判读系统及方法，包括：原始文件解析模块，根据测量数据参数文件解析火箭飞行试验遥测数据原始文件以获得测量数据，再发送给时间零点修正模块；时间零点修正模块，针对所述测量数据设定时间轴，修正所述时间轴零点，对齐所述测量数据，再发送给数据降噪处理模块；数据降噪处理模块，识别出所述测量数据中的噪声数据，对噪声数据进行降噪处理，再发送给计算判读与输出模块；计算判读与输出模块，判读所述测量数据所包含的数据类型进行相应的处理并输出结果。本发明能够提高火箭飞行试验中需要数据判读、对比的工作效率。
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公开(公告)号：CN113110539B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202110396722.3
申请日：2021-04-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于鸭舵的弹/箭三通道控制方法及控制装置，该控制方法包括以下步骤：采用光纤惯导实时测量火箭的飞行参数，并将测量值发送给箭载计算机；根据接收的测量值，箭载计算机采用在线识别自适应控制算法、综合解算算法、实时解耦算法以及舵指令综合算法计算数字式电动舵机的偏转指令信息，并将偏转指令信息发送到舵机控制器；根据接收的偏转指令信息，舵机控制器控制数字式电动舵机的鸭舵偏转，实现对火箭姿态角和角速度的控制。上述控制方法能够实现俯仰偏航通道的姿态控制和弹道控制、以及滚转通道的角速度控制，降低火箭飞行过程中的滚转角速度。
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公开(公告)号：CN118487889A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410477261.6
申请日：2024-04-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种无线发射模式的多功能CANFD总线系统，属于飞行器无线发射的备份接口设计领域；第一总线CANFD_H、第二总线CANFD_L和第三总线CANFD_GND相互独立；每个组网设备分别与第一总线CANFD_H、第二总线CANFD_L和第三总线CANFD_GND连通；无线收发设备与第一总线CANFD_H、第二总线CANFD_L和第三总线CANFD_GND连通；地面测试设备和地面发控设备均分别与第一总线CANFD_H、第二总线CANFD_L、第三总线CANFD_GND连通；第一总线CANFD_H和第二总线CANFD_L之间通过脱落连接器与终端电阻连接；本发明在发射阵地电磁环境复杂的情况下可继续飞行器发射的方案，显著降低飞行器发射的失败率并有效降低科研成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113110539A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110396722.3
申请日：2021-04-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种基于鸭舵的弹/箭三通道控制方法及控制装置，该控制方法包括以下步骤：采用光纤惯导实时测量火箭的飞行参数，并将测量值发送给箭载计算机；根据接收的测量值，箭载计算机采用在线识别自适应控制算法、综合解算算法、实时解耦算法以及舵指令综合算法计算数字式电动舵机的偏转指令信息，并将偏转指令信息发送到舵机控制器；根据接收的偏转指令信息，舵机控制器控制数字式电动舵机的鸭舵偏转，实现对火箭姿态角和角速度的控制。上述控制方法能够实现俯仰偏航通道的姿态控制和弹道控制、以及滚转通道的角速度控制，降低火箭飞行过程中的滚转角速度。
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公开(公告)号：CN114137579B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202110910136.6
申请日：2021-08-09
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明公开了一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，能够用于模拟卫星导航系统在飞行过程中，俯仰姿态、滚转姿态变化对环形天线性能的影响。本发明的技术方案为：一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，包括固定支座、俯仰调平机构和滚转测试机构。固定支座固定在测试平台上。俯仰调平机构用于为环形天线提供俯仰方向的姿态角变化，用于模拟弹箭在飞行过程中的俯仰运动。滚转测试机构用于为卫星导航系统的环形天线提供滚转角变化，模拟弹箭在飞行过程中的滚转运动。测试平台针对俯仰运动和滚转运动进行性能测试。
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公开(公告)号：CN118517967A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410590332.3
申请日：2024-05-13
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种电驱火箭速度和位置的控制方法、装置及系统，包括：获取箭体三通道角速度和加速度，导航解算得到电驱火箭的三通道角速度和姿态角；获取箭体底部与地面的距离，并利用箭体姿态角进行导航解算得到垂直方向高度和垂直方向速度；获取箭体的水平两方向速度，并利用箭体姿态角和高度信息进行导航解算，得到水平方向的北方向位置和西方向位置、水平方向的北方向速度和西方向速度；根据三通道角速度、姿态角、速度和位置信息进行控制指令的解算，实施电驱火箭速度和位置控制。本发明方案在器件成本低、数量少的情况下实现速度位置的精确测量与控制。
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公开(公告)号：CN114137579A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202110910136.6
申请日：2021-08-09
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G01S19/23
Abstract: 本发明公开了一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，能够用于模拟卫星导航系统在飞行过程中，俯仰姿态、滚转姿态变化对环形天线性能的影响。本发明的技术方案为：一种环形天线卫星导航系统的性能测试装置，包括固定支座、俯仰调平机构和滚转测试机构。固定支座固定在测试平台上。俯仰调平机构用于为环形天线提供俯仰方向的姿态角变化，用于模拟弹箭在飞行过程中的俯仰运动。滚转测试机构用于为卫星导航系统的环形天线提供滚转角变化，模拟弹箭在飞行过程中的滚转运动。测试平台针对俯仰运动和滚转运动进行性能测试。
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公开(公告)号：CN114046693A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111107573.0
申请日：2021-09-22
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于涵道发动机的小型火箭及其升降方法，该火箭包括：舵机、涵道发动机、姿态测量装置、计算机、电池和火箭壳体；涵道发动机同轴安装在火箭壳体的尾部，四个以上舵机安装在涵道发动机的出口下方；火箭壳体内安装有姿态测量装置、计算机、载荷和电池，姿态测量装置用于测量小型火箭的姿态角、角速度、速度、位置和加速度，供计算机进行解算；计算机根据解算后的信息控制涵道发动机的转速和舵机的偏转角度；电池用于给小型火箭各用电部件供电，并通过小型火箭上的接口进行充电；其升降方法采用涵道发动机作为动力，能够推动小型火箭垂直起降，采用舵机能够有效控制火箭起降过程中的姿态稳定性。
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