-
公开(公告)号：CN115307656B
公开(公告)日：2025-03-07
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。
-
公开(公告)号：CN117390825A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311149504.5
申请日：2023-09-07
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种适用于控制系统设计和仿真的通用舵面惯性力矩建模方法，属于飞行器控制技术领域，包括如下步骤：S1、建立飞行器体坐标系；S2、建立舵面坐标系；S3、任选一个物理舵，获得通用的舵面惯性力矩模型；S3、通过已知的通道等效舵偏与物理舵偏的转换关系，带入到步骤S3中建立的舵面惯性力矩模型，获得俯仰、偏航、滚动通道的等效舵偏的惯性力矩模型。本发明解决了现有舵面惯性力矩建模方法不通用，依赖于舵的配置方案和数目，影响飞行器分析和设计周期的问题。
-
公开(公告)号：CN115598978A
公开(公告)日：2023-01-13
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(CN)
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。
-
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]。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
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]。
-
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。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
32
records
(took 0.05 seconds)
