公开(公告)号：CN105045273B

公开(公告)日：2017-12-22

申请号：CN201510494803.1

申请日：2015-08-12

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 刘刚 ,  袁园 ,  李争学 ,  李华光 ,  张广春 ,  陈雪冬 ,  韩鹏鑫 ,  刘峰 ,  王宁宇 ,  李杰奇 ,  晏资湘 ,  郭金花 ,  荣华 ,  李波 ,  刘业宝 ,  赵建波

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明涉及一种双通道变质心飞行器，包括头部、中段和尾段，其特征在于：所述中段舱体内设有双通道变质心装置，所述双通道变质心装置包括有效载荷，所述有效载荷分为两组，其中一组有效载荷可沿本体坐标系X轴往复运动，另一组有效载荷可沿本体坐标系Z轴往复运动，实现飞行器质心在本体坐标系X轴和本体坐标系Z轴上的变化，本发明不需要空气舵和反作用姿态控制发动机，首次采用纯变质心控制的方式实现飞行器俯仰和滚转通道的控制，进而实现飞行器的大攻角、大倾侧角飞行，应用于通用再入飞行器等多种飞行器，具有广阔的应用前景。

公开(公告)号：CN104331084B

公开(公告)日：2017-05-03

申请号：CN201410521393.0

申请日：2014-09-30

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 李争学 ,  李杰奇 ,  张广春 ,  张振兴 ,  张静 ,  王飞 ,  张化照

IPC: G05D1/10 ,  G05B13/04

Abstract: 本发明涉及一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，该方法根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和攻角偏差取值范围，确定出极限偏差集合，然后在该集合内，确定滚转力系数、偏航力系数、俯仰力系数和相对于标称质心的气动力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数表达式，再通过以上的偏差取值和函数表达式计算相对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数关系式，在副翼舵偏为0且设定马赫数和攻角条件下，建立方程组并求解得到舵偏、侧滑角的解，并根据该解确定舵偏的取值范围，该方法可以准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算误差小。

公开(公告)号：CN104330803B

公开(公告)日：2017-04-19

申请号：CN201410539829.9

申请日：2014-10-13

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张广春 ,  李争学 ,  韩鹏鑫 ,  刘刚 ,  王宁宇 ,  刘峰 ,  李杰齐 ,  郭金花 ,  王炀 ,  史晓宁 ,  张振兴 ,  严卿

IPC: G01S17/50 ,  G01S17/08 ,  G01S17/06 ,  G06F19/00

Abstract: 本发明涉及一种机动飞行器的双站红外被动测距方法，该方法的步骤包括：(1)、利用两个探测飞行器对目标飞行器相对于两个探测飞行器的视线方向进行探测，并根据方向探测结果计算目标飞行器的在惯性坐标系下的位置坐标估计值，(2)根据目标飞行器的机动模型确定卡尔曼滤波的状态量、状态方程和观测方程，并以步骤(1)得到的目标飞行器的位置坐标估计值作为所述状态量的位置坐标初始值，进行卡尔曼滤波完成对状态量的实时更新，并将所述更新后状态量中的位置坐标值作为目标飞行器的定位结果；在该方法中根据模型概率来决定模型的选取和切换，能够涵盖目标复杂的机动特性，实现对机动目标的高精度被动测距。

公开(公告)号：CN106444498A

公开(公告)日：2017-02-22

申请号：CN201610849673.3

申请日：2016-09-23

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 韩鹏鑫 ,  晏资湘 ,  刘峰 ,  李争学 ,  刘刚 ,  李杰奇 ,  郭金花 ,  张广春 ,  王宁宇 ,  欧峰 ,  郭鹏飞 ,  蔡巧言 ,  海尔瀚 ,  赵大海 ,  邵秋虎

IPC: G05B19/042

CPC classification number: G05B19/0423 ,  G05B2219/25257

Abstract: CPU板卡可插拔式替换的飞控计算机，属于航空航天飞行控制技术领域。针对飞控计算机处理能力分档实现的工程需求，通过插板式硬件结构、模块化封装、无导线设计，实现了同一机箱上进行不同处理性能CPU的板卡式替换、快速启动和掉电保护功能，并且不同处理能力CPU板卡下仿真试验的所有软件调试和设备维护均在同一环境下操作，无需更改硬件配置和软件环境。与现有飞控计算机方案相比，本发明在保证对制导控制技术进行实时仿真验证的前提下，有效地降低了硬件设备研制开发的成本和系统性能升级的代价，解决了飞控计算机模块化更新、系列化升级和低成本性能拓展的难题，极大地提升了半实物仿真验证的效率。

公开(公告)号：CN104567545B

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：CN201410599589.1

申请日：2014-10-30

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张广春 ,  王宁宇 ,  韩鹏鑫 ,  李争学 ,  刘峰 ,  刘刚 ,  蔡巧言 ,  张化照 ,  王飞 ,  张振兴 ,  严卿 ,  李杰齐 ,  郭金花 ,  王炀 ,  史晓宁

IPC: F41G3/10

Abstract: 本发明提供一种RLV大气层内主动段的制导方法，包括：S1，按飞行高度将RLV的飞行轨道的上升段分为飞行前段和飞行后段；S2，飞行前段采用开环制导，飞行后段采用闭环制导；S3，在飞行后段的闭环制导过程中，采取对高度和/或弹道倾角的补偿方案。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明按飞行高度将上升段分为两段，分别采取开环制导和闭环制导，既有效避免稠密大气层内的强干扰因素降低闭环制导鲁棒性的问题，又保证了制导高精度要求，兼顾了制导算法的鲁棒性和高精度。(2)该方案对箭载计算机存储量和在线计算量要求小，通过插值和简单计算即可得到制导指令，可靠性高，保证了工程可实现性。