公开(公告)号：CN110104218B

公开(公告)日：2021-04-30

申请号：CN201910316168.6

申请日：2019-04-19

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 张宇 ,  王辉 ,  黄聪 ,  李学峰 ,  冯昊 ,  苏磊

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角非线性补偿方法和装置。方法包括：确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算对机架变形角的预偏角非线性补偿角度；将计算出的预偏角非线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，有效提高了火箭的姿态控制精确度。

公开(公告)号：CN112363518A

公开(公告)日：2021-02-12

申请号：CN202011018944.3

申请日：2020-09-24

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 黄聪 ,  张宇 ,  李学锋 ,  王辉 ,  尚腾 ,  邹莹 ,  王聪

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。

公开(公告)号：CN110032199B

公开(公告)日：2022-02-25

申请号：CN201910316048.6

申请日：2019-04-19

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 张宇 ,  王辉 ,  李学峰 ,  黄聪 ,  尚腾 ,  徐帆

IPC: G05D1/08

公开(公告)号：CN110118777A

公开(公告)日：2019-08-13

申请号：CN201910359878.7

申请日：2019-04-30

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 方焕辉 ,  刘星扬 ,  霍燃 ,  王海清 ,  张延旺 ,  吴润 ,  张宇 ,  刘志钧 ,  赵月 ,  王萍 ,  王宇宏 ,  刘波 ,  郭晓慧 ,  于玮

IPC: G01N21/88 ,  G01N21/01 ,  G06T7/00

Abstract: 本发明涉及航天系统检测领域，尤其为一种控制系统系统集成智能检验台，包括控制系统系统集成智能检验台，所述控制系统系统集成智能检验台由图像检测识别模块、智能检验台硬件台体模块和检验数据管理系统模块组成，且所述智能检验台硬件台体模块包含台面、设备转盘、三维滑台和滑台控制驱动器，所述台面上端一侧设有图像显示屏，所述台面上端靠近图像显示屏处设有设备转盘，所述设备转盘上端设有待检验物体，所述设备转盘上方倒置安装有三维滑台，所述三维滑台一侧固定连接有滑台控制驱动器，所述三维滑台下端端部载有摄像设备。本发明解决了由于目前航天设备检验过程依靠人工检测，检验工作强度大，人员疲劳的问题，解放了劳动力。

公开(公告)号：CN112325710A

公开(公告)日：2021-02-05

申请号：CN202011018922.7

申请日：2020-09-24

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 黄聪 ,  张宇 ,  李学锋 ,  王辉 ,  尚腾 ,  施国兴 ,  王聪

IPC: F42B15/01

Abstract: 本发明涉及一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；步骤2、确定非线性调节时间t1；步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。

公开(公告)号：CN110032199A

公开(公告)日：2019-07-19

申请号：CN201910316048.6

申请日：2019-04-19

Applicant: 北京航天自动控制研究所

Inventor： 张宇 ,  王辉 ,  李学峰 ,  黄聪 ,  尚腾 ,  徐帆

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置。方法包括：确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算对机架变形角的预偏角线性补偿角度；将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，有效提高了火箭的姿态控制精确度。

公开(公告)号：CN207522045U

公开(公告)日：2018-06-22

申请号：CN201721420641.8

申请日：2017-10-30

Applicant: 北京实验工厂 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 刘中军 ,  张宇 ,  周宣 ,  谢胜 ,  钟山 ,  刘迪

IPC: B23P21/00

Abstract: 本实用新型属于航空航天液压控制技术领域，具体涉及一种多密封圈阀套高可靠装配装置，包括：转动芯轴、壳体、阀套、密封圈、阀套固定螺母、支撑环、止推轴承和固定手柄；所述转动芯轴外部套有阀套，阀套下端与转动芯轴通过阀套固定螺母拧紧固定，阀套外部套有壳体，支撑环穿过转动芯轴设置在壳体下端，止推轴承穿过转动芯轴设置在支撑环下部，止推轴承下部设置有固定手柄，固定手柄与转动芯轴底部螺纹连接。采用此装置可以大大减少装配过程密封圈损伤及壳体的划伤，大大提高了装配的可靠性。

公开(公告)号：CN204188422U

公开(公告)日：2015-03-04

申请号：CN201420632168.X

申请日：2014-10-28

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 岳婷 ,  程翔 ,  肖利明 ,  邢力超 ,  梁景媛 ,  赵春宇 ,  张宇 ,  张连万

IPC: G01N1/22

Abstract: 本实用新型涉及一种管道夹气量的测量装置，特别是一种能收集大流量液体中携带微量气泡的气体收集装置。包括截止阀、流量计、量桶、软管、水池、收集罩、收集罩托盘；量桶与收集罩连接，通过收集罩托盘将收集罩固定在水池中，采用软管将被测的大流量管道内的夹气液体引入收集罩中进行收集测量，软管上连接截止阀和流量计。所述的量桶与收集罩通过O型密封圈进行密封。所述的量桶与收集罩通过固定挂钩进行固定。所述的水池中水位要高过量桶与收集罩的连接位置。所述的收集罩托盘上设置出水孔。本实用新型采用排水法测量管道夹气体积，结构简单，可靠性高，操作简单，便于多次测量。

公开(公告)号：CN203616128U

公开(公告)日：2014-05-28

申请号：CN201320739693.7

申请日：2013-11-20

Applicant: 北京宇航系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 邢力超 ,  程翔 ,  王道连 ,  周炎 ,  张连万 ,  张苏力 ,  雒宝莹 ,  张宇 ,  王恺

IPC: G01M15/00

Abstract: 本实用新型公开了一种液体火箭超临界氦增压的试验系统，包括氦气瓶（1）、常温电磁阀（2）、减压器（3）、孔板前压力表（41）、孔板后压力表（42）、常温增压孔板（5）、液氦贮罐（6）、液氦贮罐压力表（7）、液氦贮罐温度计（8）、电子秤（9）、加温换热器（10）、截止阀（11）、增压电磁阀（12）、置换管路（13）、低温增压孔板（14）、流量计（15）、贮箱（16）、贮箱压力表（17）、贮箱温度计（18）、排气电磁阀（19）、排气孔板（20）。本实用新型能够考核超临界氦加温增压系统的匹配性，得到超临界氦加注量与常温增压气量的关系规律，暴露未来应用于火箭所存在的难点。