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公开(公告)号：CN118859973A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410880174.5
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种用于小速度大姿态的自动改平控制方法及装置，该方法包括：当滚转角绝对值小于30°时，将飞机的横向滚转角设定为±45°，纵向以第一设定过载值改平至平飞；在30°～90°之间时，将飞机的横向滚转角设定为接通时飞机的滚转角，纵向以第一设定过载值改平至平飞；在90°～150°之间时，将飞机的横向滚转角设定为±175°，纵向以第二设定过载值控制飞机至滚转角绝对值大于150°；大于150°时，将飞机的横向滚转角设定为±175°，纵向以第三设定过载值改平至平飞。本申请保证了飞机小速度飞行时的飞行安全，减轻了飞行员在飞机小速度飞行时的操纵负担。
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公开(公告)号：CN104133480B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410154224.8
申请日：2014-04-17
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 油任务成功率。本发明属于飞行控制技术领域，具体涉及到一种基于机器视觉引导的空中受油引导控制方法。本发明是针对为拓宽作战范围为提高成功回收的几率，具有加受油功能的飞机。其特征在于，实现空中加油的关键在于准确测量加油锥管和受油机之间的相对位置，以及对受油机实施有效的引导和控制。对于视觉引导系统来说，可以分为视觉导航与引导控制两个主要组成部分。假定加油机进行定高匀速直线平飞，在加油机的加油锥管上安装辅助光学标记，受油机上安装摄像机，采用视觉测量技术实时测量加油锥管的位置
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公开(公告)号：CN104133480A
公开(公告)日：2014-11-05
申请号：CN201410154224.8
申请日：2014-04-17
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明属于飞行控制技术领域，具体涉及到一种基于机器视觉引导的空中受油引导控制方法。本发明是针对为拓宽作战范围为提高成功回收的几率，具有加受油功能的飞机。其特征在于，实现空中加油的关键在于准确测量加油锥管和受油机之间的相对位置，以及对受油机实施有效的引导和控制。对于视觉引导系统来说，可以分为视觉导航与引导控制两个主要组成部分。假定加油机进行定高匀速直线平飞，在加油机的加油锥管上安装辅助光学标记，受油机上安装摄像机，采用视觉测量技术实时测量加油锥管的位置和姿态，设计适当的飞行控制率对受油机进行引导，完成加油对接。本发明适应受油任务特点、降低受油任务过程中飞行员操纵负担，大大提高受油任务成功率。
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公开(公告)号：CN112651556A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011566306.5
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种带控制系统的飞机偏离特性预测方法，所述方法包括：依据偏离的运动机理、飞机动力学方程的系统稳定性理论和飞行控制系统原理，建立飞机偏离预测判据，所述飞机偏离预测判据包括动态偏航发散参数判据、横侧操纵偏离参数判据；将飞行控制系统中包含横航向增稳、横航向交联耦合、多操纵面控制分配策略的控制影响耦合到飞机偏离预测判据中；利用耦合的带控制系统的飞机偏离特性预测判据开展偏离特性预测评估。本申请提出的方法将飞行控制律中的航向增稳、横航向交联耦合、多操纵控制分配策略扩展到飞机偏离特性判据中去，通过引入偏离判据与控制系统的解析关系，为飞机大迎角控制策略提供技术基础，有效保证飞机安全，降低风险。
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公开(公告)号：CN117330318A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311267320.9
申请日：2023-09-27
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机发动机一体化设计技术领域，特别涉及一种不同飞行条件下飞发引气参数确定方法及装置，该方法包括：步骤S1、确定飞机飞行工况；步骤S2、在所述飞机飞行工况下，计算不同发动机状态、不同引气管径下的发动机引气参数曲线，每条发动机引气参数曲线对应与一特定的发动机状态及引气管径；步骤S3、确定飞机环控系统的引气需求；步骤S4、确定发动机引气参数曲线中满足所述引气需求的发动机引气参数，将其作为飞发引气参数。本申请通过构建飞发引气压力与引气流量的变化关系，得到不同飞行条件、不同发动机工作状态、不同飞发引气管径下的飞发引气共同工作点，用于方案设计评估，提升研制效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116679728A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310666781.7
申请日：2023-06-06
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05D1/06
Abstract: 通过地理坐标系‑甲板坐标系转换及笛卡尔‑球坐标系转换得到表述为R、θ、ψ的卫星仿真器输入，加入噪声、坐标系变换、时间延迟后，输出卫星仿真器模拟量，从而为引导系统提供更可靠的参数信息，可以使飞机在海况复杂、能见度低的气象条件下降落，可以依托全自动引导系统获取的信息，飞控系统接收指令后快速响应，计算修正航线偏差的控制指令，进而通过伺服作动系统改变翼面的角度等，有利于提高飞机的着船成功率。
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公开(公告)号：CN113625739A
公开(公告)日：2021-11-09
申请号：CN202110982504.8
申请日：2021-08-25
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种基于试探机动选择算法的专家系统优化方法，该优化方法包括：构建多场景下用于推演无人机单位时间后空战态势的试探机动指令集，所述试探机动指令集包含多种场景下每个场景能够执行的机动动作指令；推演执行所述试探机动指令集内所有机动动作指令后敌我双方的位置与姿态关系；构建基于敌我双方位置、姿态与能量态势关系的综合评价函数，通过所述综合评价函数评估推演结果，根据推演结果得到最优的机动动作指令，从而控制所述无人机执行所述最优机动动作。本申请所提供的基于试探机动选择算法的专家系统优化方法可以弥补传统专家系统在自主决策中出现的空战态势与规则不匹配而导致的决策失败情况，可以提高无人机的空战能力。
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公开(公告)号：CN104123404B
公开(公告)日：2018-07-13
申请号：CN201410165984.9
申请日：2014-04-23
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种起落架建模方法，起落架有弹射牵引杆和锁止杆，牵引杆用于传递外力实现起飞，锁止杆用于在起飞前固定飞机位置,其特征在于,包括如下步骤：构建起落架模型，起落装置作用于飞机的力主要为液压支柱支反力Fyn、Fyl、Fyr和轮胎摩擦力Fxn、Fxl、Fxr；力矩是力根据作用位置计算所得,Mz＝yn*Lxn‑Fyl*Lxl‑Fyr*Lxr‑Fxn*Lyn‑Fxl*Lyl‑Fxr*Lyr；构建牵引杆模块，牵引杆力分量计算公式如下：Fxq＝Fq*cos(asin(H/L))、Fyq＝Fq*H/L、H＝l‑△l；构建锁止杆模块，锁止杆受力计算公式为：Fxs＝‑Fxp、Fys＝‑Fxp/cos(asin(H/L))*H/L、当‑Fxp/cos(asin(H/L))≥Fmax时，Fxs，Fys为零；仿真建模，适用于弹射起飞的起落架模型对飞机的合力为Fxh＝Fx+Fxq+Fxs、Fyh＝Fy+Fyq+Fys。本项发明设计简单、内容全面，在飞机的设计上有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN103984240A
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201410173020.9
申请日：2014-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种基于反射内存网的分布式实时仿真方法，其特征在于，由模型编译及控制设备，实时仿真设备和反射内存网设备组成，并使用光纤连接，具体实现包括系统构建和仿真两个步骤。本发明主要应用于数字式仿真试验中，解决了由于数字仿真模型过大导致传统实时仿真系统性能无法满足需求的问题，优点如下：由于使用VMIC5565实时网卡构建了实时网络，同时各节点使用实时仿真机运行，保证了整个仿真过程中的数据运行与传输的实时性；部分节点间采用松耦合方式组合，可以保证非关键节点损坏不影响整个仿真运行，同时可以使用物理器件与仿真节点替换，实现半物理仿真测试。本项发明结构简单、实现方便、通用性强、应用范围广，在数字式仿真试验应用上前景广阔。
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公开(公告)号：CN104123404A
公开(公告)日：2014-10-29
申请号：CN201410165984.9
申请日：2014-04-23
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种起落架建模方法，起落架有弹射牵引杆和锁止杆，牵引杆用于传递外力实现起飞，锁止杆用于在起飞前固定飞机位置,其特征在于,包括如下步骤：构建起落架模型，起落装置作用于飞机的力主要为液压支柱支反力Fyn、Fyl、Fyr和轮胎摩擦力Fxn、Fxl、Fxr；力矩是力根据作用位置计算所得,Mz＝yn*Lxn-Fyl*Lxl-Fyr*Lxr-Fxn*Lyn-Fxl*Lyl-Fxr*Lyr；构建牵引杆模块，牵引杆力分量计算公式如下：Fxq＝Fq*cos(asin(H/L))、Fyq＝Fq*H/L、H＝l-△l；构建锁止杆模块，锁止杆受力计算公式为：Fxs＝-Fxp、Fys＝-Fxp/cos(asin(H/L))*H/L、当-Fxp/cos(asin(H/L))≥Fmax时，Fxs，Fys为零；仿真建模，适用于弹射起飞的起落架模型对飞机的合力为Fxh＝Fx+Fxq+Fxs、Fyh＝Fy+Fyq+Fys。本项发明设计简单、内容全面，在飞机的设计上有广泛的应用前景。
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