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公开(公告)号：CN103984352A
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201410171926.7
申请日：2014-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明是一种基于运动平台的纵向跑道运动预估及补偿方法，属于基于运动平台全自动着陆系统控制律设计技术领域。为保证飞机能够同步的跟踪理想着陆点，必须使着陆导引系统得到同步的补偿，本发明针对基于运动平台着陆阶段的最后阶段，综合考虑运动平台的航行运动和摇荡运动对飞机着陆的影响，进行运动跑道(理想着陆点)运动预估与补偿。纵向方面，将运动跑道纵向运动信号经过预估与补偿后引入纵向导引系统，以此改善系统的动态特性，抑制误差，提高飞机的跟踪精度。
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公开(公告)号：CN103979117A
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201410156514.6
申请日：2014-04-17
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 一种透镜式光学助降系统建模仿真方法，属于航空飞行控制技术领域，具体涉及到一种光学助降系统建模仿真方法。其特征在于，包括如下步骤：第一，设置透镜式光学助降系统的初始安装位置；第二，计算透镜式光学助降系统俯仰角和滚转角线稳定所需对姿态角和滚转角补偿量；第三，计算飞行员眼位在光学助降系统坐标系下的坐标；第四，驱动光学助降系统模型的输出，根据输出结果指引透镜灯光变化。本发明准确建立了透镜式光学助降系统的数学仿真模型，能够在飞行品质模拟器及飞行训练模拟器上驱动透镜灯的颜色变化，以此辅助飞行员在运动平台着着陆阶段直观，快速地分析判断出相对理想下滑道的航迹偏差和方位偏差。
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公开(公告)号：CN116820403B
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202310641293.0
申请日：2023-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F7/64
Abstract: 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种带积分器的滚转角控制律滚转角跳变保护方法及装置。该方法包括步骤S1、获取当前时刻的滚转角；步骤S2、基于预存的上一时刻的滚转角与当前时刻的滚转角确定滚转角符号是否发生跳变；步骤S3、当所述滚转角符号发生跳变后，获取预存的上一时刻的综合点输出；步骤S4、将上一时刻的综合点输出减去当前时刻的滚转角速率支路输出量及滚转角支路输出量后，获得积分器初值；步骤S5、通过所述积分器初值初始化滚转角偏差积分支路的积分器，获得当前时刻的滚转角偏差积分支路输出量更正值。本申请可以保证在滚转角跳变时，横向控制量不跳变。
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公开(公告)号：CN118859679A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410880173.0
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种基于偏差角度的自动着陆横向指令控制方法及装置，该方法包括步骤S1、获取横向着陆偏差指令，并通过第一增益参数进行增益；步骤S2、获取航向偏差指令，并通过第二增益参数进行增益；步骤S3、将航向偏差指令通过第三增益参数进行增益，并叠加在获取的滚转角信号上，后通过第一积分环节处理；步骤S4、将上述信号进行融合，生成融合信号；步骤S5、将融合信号进行第二积分环节处理后，与进一步通过第四增益参数进行增益后的信号进行融合，形成横向操纵量。本申请控制算法鲁棒性强，信号故障瞬态极小，使用安全风险极低，可通用性强，可在多种型号飞机移植使用，极大的减轻了飞行员的负担。
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公开(公告)号：CN111123982B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN201911409938.8
申请日：2019-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本申请属于飞机空中加油试验技术领域，具体涉及一种无人机空中加油仿真试验装置，包括：加油机模拟系统，其上具有加油机锥套；加油机驱动模拟系统，与加油机模拟系统连接，以能够驱动加油机锥套运动；受油机模拟系统，其上具有图像传感器，图像传感器用以采集加油机锥套的图像信息；受油机驱动模拟系统，与受油机模拟系统连接，根据图像信息，得到加油机锥套的方位，基于该方位驱动图像传感器运动，以使图像传感器与加油机锥套会合。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110816821A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911045567.X
申请日：2019-10-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: B64C25/50
Abstract: 本申请属于飞机转弯控制设计技术领域，一方面提供一种飞机前轮转弯控制律设计方法，包括以下步骤：死区范围确定步骤：根据脚蹬安装情况，确定死区范围，以避免出现空行程；最大偏转角度确定步骤：确定前轮对应于不同前轮轮速的最大偏转角度；前轮偏转角度确定步骤：基于确定的死区范围、前轮对应于不同前轮轮速的最大偏转角度，确定前轮偏转角度与脚蹬位移的对应关系。另一方面提供一种飞机前轮转弯控制方法，该飞机前轮转弯控制方法遵循任一上述飞机前轮转弯控制律设计方法得到的飞机前轮转弯控制律。
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公开(公告)号：CN110750837A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911018459.3
申请日：2019-10-24
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机剩余操纵能力设计技术领域，具体涉及一种飞机剩余操纵能力评估方法，包括：气动特性获取步骤：基于气动力、气动力矩与飞机状态、舵面偏转的关系，求解飞机的气动力、气动力矩和气动导数；数学模型建立步骤：基于飞机质心运动方程、飞机质心旋转方程，修正飞机重心位置，带入气动力、气动力矩建立飞机数学模型；横航向配平步骤：基于气动导数对飞机进行横航向配平，据此得出飞机剩余操作能力。
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公开(公告)号：CN105334860B
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201510830056.4
申请日：2015-11-25
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种飞机自动改平控制方法，以解决现有飞机自动改平控制方法负过载过大、改平时间长的问题。飞机自动改平控制方法包括如下步骤：将处于飞行状态的飞机的俯仰角初始位置与水平面的夹角划分为多个预定的区间范围；分别设定在不同的区间范围内的用于将控制所述飞机的改平方式，以使得在自动改平操纵模式下，自动根据与所述飞机俯仰角所处区间相匹配的改平方式进行自动改平。本发明的飞机自动改平控制方法设计简单、结构典型，具有较强的使用能力，应用范围广，能够将飞机从任意空间位置进入改平模态，并且改平控制流程符合飞行员操作方法。
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公开(公告)号：CN105334860A
公开(公告)日：2016-02-17
申请号：CN201510830056.4
申请日：2015-11-25
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0808
Abstract: 本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种飞机自动改平控制方法，以解决现有飞机自动改平控制方法负过载过大、改平时间长的问题。飞机自动改平控制方法包括如下步骤：将处于飞行状态的飞机的俯仰角初始位置与水平面的夹角划分为多个预定的区间范围；分别设定在不同的区间范围内的用于将控制所述飞机的改平方式，以使得在自动改平操纵模式下，自动根据与所述飞机俯仰角所处区间相匹配的改平方式进行自动改平。本发明的飞机自动改平控制方法设计简单、结构典型，具有较强的使用能力，应用范围广，能够将飞机从任意空间位置进入改平模态，并且改平控制流程符合飞行员操作方法。
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公开(公告)号：CN104123404A
公开(公告)日：2014-10-29
申请号：CN201410165984.9
申请日：2014-04-23
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种起落架建模方法，起落架有弹射牵引杆和锁止杆，牵引杆用于传递外力实现起飞，锁止杆用于在起飞前固定飞机位置,其特征在于,包括如下步骤：构建起落架模型，起落装置作用于飞机的力主要为液压支柱支反力Fyn、Fyl、Fyr和轮胎摩擦力Fxn、Fxl、Fxr；力矩是力根据作用位置计算所得,Mz＝yn*Lxn-Fyl*Lxl-Fyr*Lxr-Fxn*Lyn-Fxl*Lyl-Fxr*Lyr；构建牵引杆模块，牵引杆力分量计算公式如下：Fxq＝Fq*cos(asin(H/L))、Fyq＝Fq*H/L、H＝l-△l；构建锁止杆模块，锁止杆受力计算公式为：Fxs＝-Fxp、Fys＝-Fxp/cos(asin(H/L))*H/L、当-Fxp/cos(asin(H/L))≥Fmax时，Fxs，Fys为零；仿真建模，适用于弹射起飞的起落架模型对飞机的合力为Fxh＝Fx+Fxq+Fxs、Fyh＝Fy+Fyq+Fys。本项发明设计简单、内容全面，在飞机的设计上有广泛的应用前景。
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