公开(公告)号：CN112781587A

公开(公告)日：2021-05-11

申请号：CN202011595063.8

申请日：2020-12-28

Applicant: 湖北航天飞行器研究所

Inventor： 李鑫 ,  彭逍 ,  谢永刚 ,  黄广 ,  赵宇龙 ,  李名昊 ,  季文昊

IPC: G01C21/16 ,  G01S19/47

Abstract: 本发明公开了一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接。本发明使用定位定向系统进行高精度测量，姿态角测量精度不低于0.01°，与现有技术相比整体精度提升一个数量级，且能够测量实际挂机飞行过程姿态角实时动态误差。

公开(公告)号：CN111504142A

公开(公告)日：2020-08-07

申请号：CN201911287876.8

申请日：2019-12-15

Applicant: 湖北航天飞行器研究所

Inventor： 赵宇龙 ,  李鑫 ,  刘龙 ,  吴迪凡 ,  杨红岸 ,  吴伯淳 ,  黄广 ,  单坤

IPC: F42B35/00

Abstract: 本发明公开了一种通用导弹模拟器，模拟导弹配合导弹的武控系统用于联调试验或验证发射流程正确性或作为地面综保设备用于日常训练，其特征在于包括PXI主机、板卡、电缆束及结构背板、连接电缆、模拟器软件和电源适配器或电池。本发明的优点和积极效果是：1.可大幅度缩短导弹模拟器研制周期，大大降低研制成本；2.可模拟的导弹种类多样；3.可模拟导弹正常流程和各种故障模式。总之，本发明可适用于大部分的导弹模拟器，大幅度的缩减模拟器的研制周期、DSI试验周期和武器系统研制周期，具有扩展性好和适应性强的特点。

公开(公告)号：CN109656230A

公开(公告)日：2019-04-19

申请号：CN201811538169.7

申请日：2018-12-16

Applicant: 湖北航天飞行器研究所

Inventor： 王莹 ,  刘龙 ,  黄广 ,  唐志明 ,  程新占 ,  张宁轩 ,  晏资湘 ,  罗珊 ,  陈延 ,  李浩

IPC: G05B23/02 ,  G05B17/02

Abstract: 本发明涉及一种飞行器模拟飞行测试方法，包括步骤：数据整型、生成模飞数据和仿真舵控信号数据、生成模飞舵控信号数据、比较判断。本发明的方法简单易行，能够有效提高模飞测试的效率，使得测试结果精度高，满足飞行器模拟飞行测试需求。

公开(公告)号：CN109407690A

公开(公告)日：2019-03-01

申请号：CN201811613416.5

申请日：2018-12-27

Applicant: 湖北航天飞行器研究所

Inventor： 王莹 ,  黄广 ,  程新占 ,  唐志明 ,  李执山 ,  马振琨 ,  伊蕾 ,  赵伟

IPC: G05D1/08

Abstract: 本发明公开了一种飞行器稳定控制方法，包括：S1：分别对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；S2：建立俯仰、偏航和滚动通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；S3：分别根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；S4：分别对俯仰、偏航、滚动通道控制方程中的控制参数匹配，实现三通道的动力学解耦；本发明采用空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制，消除稳态误差，防止积分超调引起的系统发散，实现姿态稳定。