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公开(公告)号：CN113984069A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202110484592.9
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及基于人造卫星的星光定位导航方法，首先采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。本发明将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性。
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公开(公告)号：CN112916877B
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110112031.6
申请日：2021-01-27
Applicant: 华中科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于接触式刮刀铺粉工艺的多孔发汗金属结构高质量激光选区熔化成形方法，属于先进制造技术领域。该方法在多孔发汗金属结构四周设置与其不相连的闭合随形保护框，并在成形过程中通过激光线能量密度的差异化设置，使得随形保护框的已成形层总高度总是大于多孔发汗金属结构的已成形层总高度，从而有效避免了成形过程中接触式铺粉刮刀对多孔发汗金属结构成形层的摩擦、碰撞，大幅提升了多孔发汗金属结构的成形质量。同时，该方法还无需在成形完成后对多孔发汗金属结构和随形保护框施加额外的分离处理，制造流程简单。
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公开(公告)号：CN112935277A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110110502.X
申请日：2021-01-27
Applicant: 华中科技大学 , 北京临近空间飞行器系统工程研究所
IPC: B22F10/28 , B22F10/85 , B22F10/366 , B33Y10/00 , B33Y50/02
Abstract: 本发明属于先进制造技术领域，并具体公开了一种多级互连微孔金属发汗结构的激光选区熔化成形方法，其首先利用简单的数模布尔运算形成具有一级微孔特征信息的发汗结构打印数模，在激光选区熔化成形过程中，一方面基于一级微孔特征信息直接成形一级微孔；另一方面通过使激光扫描间距大于激光熔覆线宽度，直接在相邻激光熔覆线之间成形二级微孔；同时，通过增大激光束能量输入，直接在激光熔覆线底部形成气孔式三级微孔。本发明所提供的方法，不仅数模预处理运算量小，也无需金属粉末预处理和打印后处理，可高效实现各类复杂金属发汗结构的整体成形，且发汗结构所含微孔的伸展方向多样、互连性强，确保了发汗冷却能力的均匀、稳定。
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公开(公告)号：CN107894778B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711125083.7
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
Abstract: 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ‑θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
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公开(公告)号：CN107976296B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201711116305.9
申请日：2017-11-13
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
Abstract: 本发明提供了一种基于回溯自适应算法的飞行器气动特性在线辨识方法，包括步骤：(1)、将飞行器角速度动力学方程中转动惯量矩阵的逆与力矩向量的乘积项等效变换成φT(k)θ*形式，并将其进行离散化处理，得到飞行器角速度的差分方程；其中，φT(k)为信号向量，θ*为参数真值向量，所述真值参数向量为包含待辨识气动特性参数的列向量；(2)、建立角速度估计虚拟系统的数学模型，使得角速度估计误差与参数估计误差为φT(k)[θ(k)‑θ*]，其中，θ(k)为参数真值向量的估计值；(3)、建立角速度估计误差的回溯性能公式，结合回溯更新律，实时获取φ(k)，采用回溯自适应方法解算θ(k)，使角速度估计误差趋近于0，根据θ(k)的值解算待辨识气动特性参数。该方法计算量更小，对计算机要求更低，具有可操作性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107031812B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201710203097.X
申请日：2017-03-30
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
Abstract: 本发明公开了一种满足高超声速大攻角横侧向控制的气动布局设计方法，气动部件处于迎风面，在高超声速大攻角状态可大幅提升飞行器侧向稳定性，同时有效降低飞行器自身滚转稳定性，利于横侧向稳定匹配控制，适应临近空间高超声速长距离飞行需求；由于气动部件为固定部件，无舵轴设计问题，为此有效降低了防隔热设计难度。
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公开(公告)号：CN106202804B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610586987.9
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
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
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公开(公告)号：CN106643341B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201710103771.7
申请日：2017-02-24
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
IPC: F42B15/01
Abstract: 基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法，基于准平衡滑翔原理，利用当地弹道倾角变化率以及当地弹道倾角接近为零的假设，建立再入飞行器动力学模型，将力热约束转化为飞行走廊约束，以倾侧角为单变量进行优化，将飞行轨迹控制在飞行走廊内，满足力热要求与航程要求。本发明将热流、过载等约束条件转化为等效升阻比的边界，通过等效升阻比实现了力热控的紧耦合设计，提升了滑翔飞行器的整体性能，解决了力热控互相制约、耦合设计难的问题。
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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：CN107894778A
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201711125083.7
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
CPC classification number: G05D1/0808 , G05D1/101
Abstract: 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值 预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值 以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ-θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
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