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公开(公告)号：CN110928325B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN201911043353.9
申请日：2019-10-30
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
Inventor： 肖文 , 刘秀明 , 李欣 , 戴世聪 , 姜智超 , 孙超逸 , 王颖 , 张鹏宇 , 侯佳佳 , 闫颖鑫 , 谢佳 , 陈芳 , 巩英辉 , 张宁宁 , 陈敏 , 赵晓利 , 赵良 , 张敏刚 , 刘辉 , 陈默 , 杨丁 , 余亚晖 , 肖振
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。
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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：CN107958206B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201711086206.0
申请日：2017-11-07
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: 本发明提供了一种飞行器表面热流辨识装置温度测量数据预处理方法，属于航空航天飞行试验热学参数测量及处理技术领域。该方法首先对热流辨识装置的温升测量数据进行局部失真点(局部跳点)进行剔除的处理，然后利用N个相邻数据点平均的光滑处理方法对测量数据进行平滑处理，最后得到满足热流辨识要求的温度测量数据。所述N值根据温度传感器相关参数和温度曲线特征进行确定。使用本发明完成预处理后的温度测量数据进行热流辨识，可以有效改善温度阶跃和局部跳点对热流辨识结果的影响，提高热流辨识结果的准确度和可靠性。
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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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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN106950982A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710083867.1
申请日：2017-02-16
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
Inventor： 张鹏宇 , 陈芳 , 王颖 , 程璞 , 肖振 , 王毓栋 , 闵昌万 , 陈敏 , 刘秀明 , 武斌 , 吴小华 , 姜智超 , 郭振西 , 陈安宏 , 黄兴李 , 朱广生 , 阎君
IPC: G05D1/10
Abstract: 再入飞行器姿控动力系统高空力矩特性辨识方法，首先对飞行试验数据进行预处理得到x、y、z三个通道的角速度和角加速度，然后利用公式计算x、y、z三个通道的力矩，接着对姿控动力系统三通道力矩进行建模，最后基于最小二乘准则的方程误差法进行高空力矩特性辨识。本发明能够获得更准确的辨识结果，尤其在RCS开关频率较高时，相对于传统方法，本发明辨识结果改善效果更加明显。
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公开(公告)号：CN106643341A
公开(公告)日：2017-05-10
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
CPC classification number: 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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