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公开(公告)号：CN106980560B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201710160924.1
申请日：2017-03-17
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: 本发明公开了一种基于ICD数据库多总线协议测试及仿真方法和平台，其中，所述方法包括：对各总线底层传输数据帧格式进行分析，统一各总线数据帧格式定义，确定标准树形结构；根据接收到的协议配置请求确定协议配置信息；接收外部数据，根据所述协议配置信息和所述确定的标准树形结构，生成与所述外部数据相匹配的ICD配置文件；根据生成的与所述外部数据相匹配的ICD配置文件对所述外部数据进行仿真测试，得到仿真测试结果。通过本发明实现了对多总线协议测试及仿真的统一配置管理。
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公开(公告)号：CN106853873B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710083870.3
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 , 谢佳 , 杨明 , 吴小华 , 陈安宏 , 黄兴李 , 葛亚杰 , 杨凌霄 , 朱广生 , 阎君
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞行器系统辨识激励信号切入和改出策略设计方法，属于飞行试验设计领域。在进入激励信号判决窗口后，利用切入滑动窗口、改出滑动窗口设计和均值滤波方法，实时判断切入或改出时机，相较于传统的事先装订方式，本发明既能够保证在合适的飞行时机进行切入激励信号，又保证在飞行过程中发现风险时及时改出激励信号，最终保证飞行器安全和飞行试验的成功。
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公开(公告)号：CN107976296A
公开(公告)日：2018-05-01
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：CN106202807A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610589156.7
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
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 判别航天器身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的方法，属于航天器气动热环境分析领域。该方法根据激波关系式建立了身部激波/前缘类激波干扰发生条件与飞行状态和气动外形的定量关系，对身部激波/前缘类激波干扰发生条件作出快速判别并给出干扰作用位置；建立了身部激波/前缘类激波干扰类型判别特征参数与飞行状态和气动外形参数的关联关系，根据不同类型身部激波/前缘类激波干扰流动结构特征，对干扰类型作出快速判别，本发明方法可大大缩减身部激波/前缘类激波干扰发生条件及类型的判别周期，降低判别难度，提高设计效率。
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公开(公告)号：CN106202804A
公开(公告)日：2016-12-07
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 , G06F17/5095 , G06F17/5036 , G06F2217/80 , G06Q10/04
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：CN106932164B
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201710083871.8
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 , 杨丁 , 秦小丽 , 张宁宁 , 吴小华 , 陈安宏 , 黄兴李 , 朱广生 , 阎君
Abstract: 一种基于气动导数辨识结果的气动数据修正方法，首先根据预示气动数据计算出气动导数，然后建立气动数据修正方程，接着通过气动导数辨识获得的气动导数阶次，计算气动力六分量零次项修正量和气动数据表中第i个变量气动导数的修正量，最后根据气动数据表中所有变量和气动数据修正方程，计算出气动力六分量修正量，利用该修正量完成对应气动数据的修正。本发明以预示气动数据导数为基准，充分利用气动辨识获得的气动导数对预示气动数据进行修正，不论预示气动数据在配平状态附近的导数是否准确，均能得到准确的气动数据。
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公开(公告)号：CN106184811B
公开(公告)日：2018-05-22
申请号：CN201610587103.1
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
Inventor： 王颖 , 陈敏 , 闵昌万 , 王毓栋 , 黄兴李 , 肖振 , 陈安宏 , 刘全军 , 刘秀明 , 周禹 , 孙超逸 , 姜智超 , 闫颖鑫 , 李欣 , 肖文 , 陈瞳 , 王少慧
Abstract: 本发明公开了一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，属于高速面对称飞行器控制领域。通过飞行器气动特性和控制策略的一体化设计，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明降低了对偏航静稳定特性的要求，简化了飞行器侧向布局设计，降低了侧向防隔热设计压力，提高了飞行可靠性。
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公开(公告)号：CN106980560A
公开(公告)日：2017-07-25
申请号：CN201710160924.1
申请日：2017-03-17
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: 本发明公开了一种基于ICD数据库多总线协议测试及仿真方法和平台，其中，所述方法包括：对各总线底层传输数据帧格式进行分析，统一各总线数据帧格式定义，确定标准树形结构；根据接收到的协议配置请求确定协议配置信息；接收外部数据，根据所述协议配置信息和所述确定的标准树形结构，生成与所述外部数据相匹配的ICD配置文件；根据生成的与所述外部数据相匹配的ICD配置文件对所述外部数据进行仿真测试，得到仿真测试结果。通过本发明实现了对多总线协议测试及仿真的统一配置管理。
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公开(公告)号：CN106853873A
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201710083870.3
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 , 谢佳 , 杨明 , 吴小华 , 陈安宏 , 黄兴李 , 葛亚杰 , 杨凌霄 , 朱广生 , 阎君
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞行器系统辨识激励信号切入和改出策略设计方法，属于飞行试验设计领域。在进入激励信号判决窗口后，利用切入滑动窗口、改出滑动窗口设计和均值滤波方法，实时判断切入或改出时机，相较于传统的事先装订方式，本发明既能够保证在合适的飞行时机进行切入激励信号，又保证在飞行过程中发现风险时及时改出激励信号，最终保证飞行器安全和飞行试验的成功。
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公开(公告)号：CN103576554A
公开(公告)日：2014-02-12
申请号：CN201310549486.X
申请日：2013-11-07
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
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。
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