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公开(公告)号：CN111008118A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911217081.X
申请日：2019-12-03
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F11/34
摘要： 本申请实施例中提供了一种伺服系统能耗评估系统及评估方法，仿真评估计算机根据运行飞行控制系统仿真模型生成舵机动态指令序列以及对应的气动载荷谱，加载主控设备根据气动载荷谱生成驱动指令发送至动态加载台，动态加载台根据驱动指令生成负载力控制信号发送至被测伺服系统实现动态加载技术，可模拟伺服系统飞行剖面下的带载工况，有效提高伺服系统工作特性评估的可信度，提高了伺服系统系统功耗评估的准确性。
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公开(公告)号：CN109460600B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN201811280726.X
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种飞行器着陆滑跑段耦合受力分析与求解方法，针对着陆架减震器/轮胎耦合压缩与飞行器六自由度联合建模仿真问题，将着陆架各部件运动的微分方程转化为以减震器压缩量增量为自变量的非线性代数方程，采用数值法求解压缩量，进而求解全飞行器的轮胎受力，实现对飞行器触地过程的仿真分析。本发明可在飞行器六自由度仿真模型基础上直接扩展，无需改变其仿真步长，可采用C++等语言直接编程，可有效应用于飞行器触地过程的蒙特卡罗仿真分析。
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公开(公告)号：CN112364432A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011126054.4
申请日：2020-10-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F111/08 , G06F113/08
摘要： 本发明提出了一种载机挂飞投放分离过程控制方法，首先获取飞行器总体参数和投放分离参数作为设计数据，计算保持分离姿态稳定所需要的控制舵偏角度、起控时间初值，计算确定分离过程姿态角指令值，然后通过分离动态轨迹仿真计算对控制舵偏角度、起控时间初值进行校验后，即可按照经典控制方法设计姿态角控制律，形成投放分离控制方案，最后通过蒙特卡洛仿真对方案有效性进行检验。本发明与现有技术相比的优点在于在分离控制设计中，针对现有面对称性飞行器分离过程载机气动干扰，增加了初始舵面偏角，有效解决了带有翼面的飞行器投放分离安全问题，同时在分离过程增加了最快分离姿态角指令，大大减小了与载机碰撞的风险，提高投放分离安全性。
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公开(公告)号：CN107933958B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201711076776.1
申请日：2017-11-06
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，步骤为：(1)、初步设计空天飞行器总体方案；(2)、获取空天飞行器气动布局对应的气动特性数据，确定焦点位置；(3)、以质心相对位置为优化变量，以质心位置和焦点位置之差小于预设门限为约束条件，建立飞行器总体性能优化模型，确定当前气动布局下的最优质心位置；(4)、如果最优质心位置可达，则进入步骤(5)，否则，调整气动布局，更新飞行器总体方案，改变焦点位置和最优质心位置相对位置关系，使最优质心位置可达；(5)、根据确定的质心位置和焦点位置，计算纵向静稳定度。本发明可解决与纵向静稳定度相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN109460600A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811280726.X
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种飞行器着陆滑跑段耦合受力分析与求解方法，针对着陆架减震器/轮胎耦合压缩与飞行器六自由度联合建模仿真问题，将着陆架各部件运动的微分方程转化为以减震器压缩量增量为自变量的非线性代数方程，采用数值法求解压缩量，进而求解全飞行器的轮胎受力，实现对飞行器触地过程的仿真分析。本发明可在飞行器六自由度仿真模型基础上直接扩展，无需改变其仿真步长，可采用C++等语言直接编程，可有效应用于飞行器触地过程的蒙特卡罗仿真分析。
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公开(公告)号：CN109472073B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN201811279409.6
申请日：2018-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备，属于飞行器设计技术领域。本发明通过根据各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼‑方向舵交联参数，以根据上述参数将各弹道状态点划分至传统控制策略或耦合控制策略可控区域或非可控区域，并通过调整对应的横航向组合稳定性参数和副翼‑方向舵交联参数，将位于非可控区域内的弹道状态点调整至可控区域，并根据调整后的参数调整初始的气动布局，充分利用耦合可控区间，利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
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公开(公告)号：CN115659824A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211378605.5
申请日：2022-11-04
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种变物性工质定压比热容的整体辨识的方法，包括以下步骤，对变物性工质开展不同进口温度条件下的换热试验，获取变物性工质在多种不同工况下的进出口温度及换热过程的总换热量；获取所有工况下进出口温度中的温度最大值和温度最小值，并以固定的温度间隔划分温度区间，并将每个温度区间的下限温度作为该温度区间的定压比热容的定性温度；对每个温度区间分别建立一个人工神经网络，将不同工况下的进出口温度和换热过程的总换热量作为样本数据，对所有人工神经网络同时进行训练，实现对各温度区间定压比热的辨识。本发明通过“多工况代替多测点”的整体辨识思路对辩护性工质的定压比热容进行辨识，有效提高了辨识准确性。
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公开(公告)号：CN110850888A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092553.3
申请日：2019-11-11
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本申请实施例中提供了一种无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质。采用本申请实施例中的无尾布局飞行器横向控制方法通过判断飞行器在任务过程中的稳定性，通过增稳控制增强飞行器不稳定状态下的稳定性使飞行器达到稳定状态；其次进行阻尼控制和滚转控制，实现无尾布局飞行器的横向控制，解决了副翼偏航操纵耦合带来的飞行器不稳定性及不易操控性问题。
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公开(公告)号：CN106484967B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610844701.2
申请日：2016-09-22
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明涉及一种基于蒙特卡洛打靶的舵机功率计算方法，该方法针对飞行器单条或多条打靶仿真轨迹，得到飞行器舵机的功率随时间变化曲线，根据所述变化曲线获得飞行器舵机峰值功率、飞行器舵机最大峰值功率持续时间、飞行器舵机触地前峰值功率最短间隔时间、飞行器舵机峰值功率区间个数、飞行器舵机常值功率和飞行器舵机平均功率，该方法通过获得飞行器舵机功率相关指标，得到伺服系统在全任务周期中准确的功耗需求情况，为电源系统的设计提供可靠的设计输入。
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公开(公告)号：CN106468761A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610844475.8
申请日：2016-09-22
申请人： 中国运载火箭技术研究院
发明人： 赵岩 , 曾贵明 , 杨友超 , 张翔 , 李海伟 , 姜爽 , 潘江江 , 徐海运 , 梁君 , 欧连军 , 石庆峰 , 李然 , 郎鹏飞 , 李智 , 李克勤 , 孙建 , 刘理泽 , 刘海光 , 陈雷
IPC分类号： G01R31/28 , G01R31/327 , G01R27/02
CPC分类号： G01R31/2827 , G01R27/02 , G01R31/3278
摘要： 本发明涉及一种飞行器火工品短路保护电路及状态切换方法，火工品短路保护电路包括状态切换模块，检测模块和地面控制模块；两个磁保持继电器第一组常闭触点串联连接后，并联在一个火工品两端；每个磁保持继电器的第二组触点的常开连接端子和常闭连接端子之间串联连接一个检测电阻；地面控制模块包括地面电源、继电器K1、继电器K2、保护开关和解保开关。本发明的火工品短路保护电路解决了采用传统短路保护插头方案带来的器地测试接口复杂、电缆网重量繁重等问题；解决传统手动操作短路保护插头带来的人为误操作问题，以及在某恶劣环境下采用的传统短路保护插头由于高温造成接口烧蚀等问题。
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