-
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。
-
公开(公告)号：CN106932164A
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201710083871.8
申请日：2017-02-16
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： 张鹏宇 , 陈芳 , 王颖 , 程璞 , 肖振 , 王毓栋 , 闵昌万 , 陈敏 , 刘秀明 , 杨丁 , 秦小丽 , 张宁宁 , 吴小华 , 陈安宏 , 黄兴李 , 朱广生 , 阎君
Abstract: 一种基于气动导数辨识结果的气动数据修正方法，首先根据预示气动数据计算出气动导数，然后建立气动数据修正方程，接着通过气动导数辨识获得的气动导数阶次，计算气动力六分量零次项修正量和气动数据表中第i个变量气动导数的修正量，最后根据气动数据表中所有变量和气动数据修正方程，计算出气动力六分量修正量，利用该修正量完成对应气动数据的修正。本发明以预示气动数据导数为基准，充分利用气动辨识获得的气动导数对预示气动数据进行修正，不论预示气动数据在配平状态附近的导数是否准确，均能得到准确的气动数据。
-
公开(公告)号：CN116360488A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310286585.7
申请日：2023-03-22
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种多目标参数约束跨声速制导控制方法，针对跨声速投送分离点控制精度问题，在保证位置高精度控制的基础上实现了较高的速度控制精度。将带落角约束的比例导引方法和速度控制方法进行融合，充分利用了两种方法的优势。速度控制作为补充控制手段，通过判定门限的方式引入，实现对位置控制精度影响最小化。在成熟方法基础上进行改进，方法可实现性较强。
-
公开(公告)号：CN112904888A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110029114.9
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 巩英辉 , 陈志刚 , 张敏刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 郭振西 , 陈芳 , 唐毛 , 张箭飞 , 余颖 , 季登高 , 武斌 , 韩伯雄 , 孙晓松 , 张宁宁 , 刘秀明 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 付秋军 , 徐春玲 , 曹轶 , 杨缙 , 王锦涛
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈功角；根据前馈功角和反馈功角得到总功角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
-
公开(公告)号：CN112904888B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202110029114.9
申请日：2021-01-11
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 巩英辉 , 陈志刚 , 张敏刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 郭振西 , 陈芳 , 唐毛 , 张箭飞 , 余颖 , 季登高 , 武斌 , 韩伯雄 , 孙晓松 , 张宁宁 , 刘秀明 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 付秋军 , 徐春铃 , 曹轶 , 杨缙 , 王锦涛
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈攻角；根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112817334B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202110061684.6
申请日：2021-01-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 张敏刚 , 巩英辉 , 刘建辉 , 刘明 , 杨明 , 陈志刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 张宁宁 , 李欣 , 秦小丽 , 葛亚杰 , 胡东飞 , 王兰松 , 高兴 , 曹晶莹 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 徐春铃 , 曹轶 , 林萌 , 韩天宇
IPC: G05D1/10
Abstract: 本申请公开了一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质，用于解决传统弹道设计法存在弹道倾角不可控的问题。本申请公开的滑翔飞行器的弹道设计方法包括：确定飞行动力学模型；确定终端约束条件；根据所述飞行动力学模型和所述终端约束条件，确定优化变量参数模型；根据所述优化变量参数模型，确定优化求解参数模型；根据所述优化求解参数模型，得到弹道的最优攻角参数剖面和倾侧角参数剖面。本申请还提供了一种滑翔飞行器的弹道设计装置及存储介质。
-
公开(公告)号：CN112817334A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202110061684.6
申请日：2021-01-18
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 张敏刚 , 巩英辉 , 刘建辉 , 刘明 , 杨明 , 陈志刚 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 张宁宁 , 李欣 , 秦小丽 , 葛亚杰 , 胡东飞 , 王兰松 , 高兴 , 曹晶莹 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 徐春铃 , 曹轶 , 林萌 , 韩天宇
IPC: G05D1/10
Abstract: 本申请公开了一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质，用于解决传统弹道设计法存在弹道倾角不可控的问题。本申请公开的滑翔飞行器的弹道设计方法包括：确定飞行动力学模型；确定终端约束条件；根据所述飞行动力学模型和所述终端约束条件，确定优化变量参数模型；根据所述优化变量参数模型，确定优化求解参数模型；根据所述优化求解参数模型，得到弹道的最优攻角参数剖面和倾侧角参数剖面。本申请还提供了一种滑翔飞行器的弹道设计装置及存储介质。
-
公开(公告)号：CN115097725B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202210164344.0
申请日：2022-02-23
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 曹晶莹 , 张宁宁 , 肖文 , 唐毛 , 谢佳 , 杨明 , 刘明 , 杨丁 , 胡东飞 , 葛亚杰 , 张敏刚 , 王兰松 , 高兴 , 秦小丽 , 陈默 , 余卓阳 , 赵良 , 孙精华
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，属于武器技术领域，包括如下步骤：根据雷达感知装置/光学感知装置的安装位置，确定各探测距离及探测角度的求解模型，明确探测器坐标系定义，通过分析试验飞行器搭载的感知装置与地面雷达/目标火箭的时空关系，确定探测距离及探测角度的求解模型；飞行试验按照先雷达感知试验、后光学感知机动试验的顺序开展，将试验飞行器弹道分为两段：雷达感知飞行段和光学感知机动飞行段；根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序及程序角，在总射程的约束条件下，通过优化求解得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。实现了一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求问题。
-
公开(公告)号：CN117054251A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310883798.8
申请日：2023-07-19
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种柔性蒙皮结构的力热联合试验方法，属于材料性能试验技术领域，包括如下步骤：S100、对待测产品和试验装置进行固定；在待试验的柔性蒙皮结构上表面布设石英灯，下表面布设皮囊；在柔性蒙皮结构表面布设应变、温度传感器；S200、进行静力加载并保持；对皮囊充气，进行静力加载；S300、进行热负荷加载；保持皮囊内压强大小不变，打开石英灯进行加热；S400、测点数据收集和处理；加载过程中记录各测点的数据，得到试验曲线，根据曲线确定达到设计载荷时的应变大小和位移大小；S500、对试验数据进行后处理分析，验证产品是否满足强度和刚度要求，完成试验。本发明解决了现有技术中柔性蒙皮结构试验时气动载荷和加热条件模拟效果不理想的问题。
-
公开(公告)号：CN114117758A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111340012.5
申请日：2021-11-12
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 张敏刚 , 王永海 , 徐春铃 , 付秋军 , 巩英辉 , 姜智超 , 杨丁 , 刘辉 , 孙精华 , 杨缙 , 曹轶 , 王锦涛 , 冯建林 , 闫颖鑫 , 陈志刚 , 刘明 , 刘建辉 , 杨明 , 张宁宁
IPC: G06F30/20 , G06N3/00 , G06F119/14
Abstract: 本公开的一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法，根据所述火箭助推段的运动参数建立所述火箭助推段弹道三自由度运动模型；根据所述火箭助推段三自由度运动模型构建所述火箭助推段飞行程序角模型；基于所述火箭助推段飞行程序角模型建立所述火箭助推段弹道优化模型；基于粒子群算法和所述火箭预设初值计算得到所述火箭助推段弹道优化模型的最优解。能有效解决固体运载火箭弹道优化设计问题，末助推级液体推进剂消耗减少11.1％，收敛速度快，配置参数少，易于工程实现等优点。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
22
records
(took 0.058 seconds)
