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公开(公告)号：CN106950982A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710083867.1
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 , 武斌 , 吴小华 , 姜智超 , 郭振西 , 陈安宏 , 黄兴李 , 朱广生 , 阎君
IPC: G05D1/10
Abstract: 再入飞行器姿控动力系统高空力矩特性辨识方法，首先对飞行试验数据进行预处理得到x、y、z三个通道的角速度和角加速度，然后利用公式计算x、y、z三个通道的力矩，接着对姿控动力系统三通道力矩进行建模，最后基于最小二乘准则的方程误差法进行高空力矩特性辨识。本发明能够获得更准确的辨识结果，尤其在RCS开关频率较高时，相对于传统方法，本发明辨识结果改善效果更加明显。
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公开(公告)号：CN103576554B
公开(公告)日：2016-05-18
申请号：CN201310549486.X
申请日：2013-11-07
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: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。
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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。
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公开(公告)号：CN112937926B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202110182569.4
申请日：2021-02-08
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 闵昌万 , 张鹏宇 , 聂亮 , 陈伟华 , 常志鹏 , 刘全军 , 郑榕 , 王官宇 , 刘秀明 , 刘辉 , 王颖 , 闫颖鑫 , 姜智超 , 李欣 , 肖文 , 侯佳佳 , 孙超逸 , 冯建林
IPC: B64G1/58
Abstract: 本申请公开了一种发汗冷却方法及装置，用于实现发汗冷却介质的高效利用和端头温度的精确控制。本申请公开的发汗冷却方法包括：确定发汗冷却控制模型；确定所述控制模型的参数；根据所述参数和所述控制模型，确定发汗冷却控制律；根据所述发汗冷却控制律，对待冷却部件进行冷却。本申请还提供了一种发汗冷却装置。
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公开(公告)号：CN115307656A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210854592.8
申请日：2022-07-15
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种星敏感器测角精度补偿方法，包括：确定星敏感器测角误差的产生机理，根据所述的机理建立高动态星敏感器测角精度误差模型；所述星敏感器测角误差的产生机理是由于星点能量中心与时间中心不匹配；在飞行任务中采用惯导测量数据解算载体角动态信息；通过上述求解的载体角动态信息结合建立的高动态星敏感器测角精度误差模型，在线计算出动态引起的星敏感器测角误差；利用上述计算的动态引起的星敏感器测角误差对星敏感器输出的姿态角进行补偿。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112937926A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110182569.4
申请日：2021-02-08
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Inventor： 闵昌万 , 张鹏宇 , 聂亮 , 陈伟华 , 常志鹏 , 刘全军 , 郑榕 , 王官宇 , 刘秀明 , 刘辉 , 王颖 , 闫颖鑫 , 姜智超 , 李欣 , 肖文 , 侯佳佳 , 孙超逸 , 冯建林
IPC: B64G1/58
Abstract: 本申请公开了一种发汗冷却方法及装置，用于实现发汗冷却介质的高效利用和端头温度的精确控制。本申请公开的发汗冷却方法包括：确定发汗冷却控制模型；确定所述控制模型的参数；根据所述参数和所述控制模型，确定发汗冷却控制律；根据所述发汗冷却控制律，对待冷却部件进行冷却。本申请还提供了一种发汗冷却装置。
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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。
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公开(公告)号：CN110823016A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911019807.9
申请日：2019-10-24
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： 谢佳 , 郭振西 , 巩英辉 , 唐毛 , 季登高 , 张宁宁 , 李欣 , 刘秀明 , 张箭飞 , 陈芳 , 杨凌霄 , 余颖 , 武斌 , 陈志刚 , 韩伯雄 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 陈默 , 刘辉 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
Abstract: 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法，包括步骤：计算目标坐标系下的弹目视线转率；计算目标坐标系下的需求速度转率；目计算标坐标系下的需求过载；根据弹体外形结构的对称类型，确定控制指令并发送给下一级自控系统。本发明解决了传统比例导引在过顶攻击时存在的奇异问题，适用于各种精确打击飞行任务。
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公开(公告)号：CN106932164B
公开(公告)日：2019-02-19
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。
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公开(公告)号：CN106184811B
公开(公告)日：2018-05-22
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
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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