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公开(公告)号：CN109460051A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811556440.X
申请日：2018-12-19
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: G05D1/08
Abstract: 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法，涉及在轨段与中继卫星测控领域；包括如下步骤：步骤一、建立地球固连坐标系o1x1y1z1；根据飞行器的经度L、纬度B和高度H；将飞行器对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为red；步骤二、计算单颗中继卫星覆盖地球区域对应的半地心角δ；步骤三、将n个中继卫星对应的地心矢径在地球固连坐标系o1x1y1z1表示为resi；步骤四、从n个中继卫星中选取飞行器对应的中继卫星；步骤五、选取中继卫星后，调整飞行器姿态，实现飞行器上的测控天线对准选取的中继卫星；实现飞行器与中继卫星的双向通讯；本发明避免了发射窗口变化带来的反复装订以及实际飞行弹道偏差带来的丢星问题，保证在轨段持续的天基测控能力。
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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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN116520865A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310259288.3
申请日：2023-03-09
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种面对称再入飞行器横侧向不稳定条件下分离起控方法，属于姿态控制技术领域；建立三通道配平能力方程；计算横侧向控制偏离参数LCDP；根据三通道配平能力方程和横侧向控制偏离参数LCDP，确定飞行器横侧向可控攻角区间为[αmin,αmax]；当时，为横侧向不稳定起控；根据俯仰舵偏范围的物理极限约束，制定分离前预置俯仰舵偏设定调姿需求的目标攻角αcx，根据调姿需求的目标攻角αcx进行分离起控；本发明形成一种再入飞行器横侧向不稳定条件下的分离起控方法，针对分离起控横侧向不稳定，控制能力不足的情况，用于飞行器稳定分离起控方法论证，确保飞行器分离起控的稳定性。
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公开(公告)号：CN115167489A
公开(公告)日：2022-10-11
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
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：CN110928325A
公开(公告)日：2020-03-27
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：CN106184811A
公开(公告)日：2016-12-07
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
CPC classification number: B64F5/00 , G05D1/0825
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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