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公开(公告)号：CN112783023A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011573417.9
申请日：2020-12-24
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明涉及一种基于气象探测火箭的控制系统，硬件框架为以DSP处理器模块为核心，外围电路包括电源电路模块、CAN总线通信模块、RS‑422串口通信模块、AD采集电路模块、开关量输入输出电路模块。本发明作为电气核心与其它相关系统之间通信可以采用多种形式、RS422、CAN等等，这需要控制系统具备这些通信总线接口、驱动等能力，包括另一路CAN总线作为预留备份，所述RS‑422串口通信模块为三通道串口模块，第一路用于与GNSS接收机通信、第二路用于与遥测系统通信、第三路作为备份通道，因此根据需要有备份，本发明的控制系统通用性好、兼容性好。
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公开(公告)号：CN115123545B
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202210742304.X
申请日：2022-06-27
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: B64D1/12
Abstract: 本发明公开了一种用于飞行器载荷释放的机构，属于飞行器技术领域；其包括推杆筒、推杆、套筒、底螺、电拔销器、缓冲垫、弹簧、钢套；电拔销器作为解锁装置安装在推杆筒上，弹簧作为动力源安装在推杆上，推杆一端与套筒固定连接，另一端穿过推杆筒上第二中心孔与底螺连接；套筒对弹簧压缩后通过电拔销器上的销轴对套筒进行限位，释放时电拔销器通过拔销动作对套筒解除限位，弹簧通过推杆驱动载荷释放。本发明采用弹簧为动力源、通过电拔销器解锁的方式在有限的空间内对载荷进行释放，释放的冲击小、同步性高、一致性好，且具有结构简单、装配容易、成本较低、可重复使用等优点。
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公开(公告)号：CN111488667B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN201911385799.X
申请日：2019-12-29
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种气象探测火箭的参数化气动设计方法，包括步骤S1、基于CATIA参数化建模；S2、基于Pointwise脚本Glyph2的自动网格划分；S3、基于参数化的计算流体力学仿真；S4、基于参数化的仿真结果后处理。本发明的方法的优点：1、基本自动化：气动设计过程中的几何建模、网格划分、计算流体力学仿真以及数据处理等流程都基本实现自动化，大部分工作通过程序自动完成，设计人员主要工作在于设计合理气动外形参数；2、精确性：网格划分的自动化，以及仿真参数设置的自动化并没有牺牲网格质量以及仿真计算精度，保证仿真结果的精确性；3、普适性：本发明适用于所有无控气象探测火箭的气动设计过程。
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公开(公告)号：CN111239855B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN201911142789.3
申请日：2019-11-20
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G01W1/08
Abstract: 本发明涉及一种新型平流层气象探测火箭及应用方法。包括箭体结构单元、发动机单元、控制系统单元、载荷释放单元及探测载荷单元，载荷舱装载两套以上载荷释放单元。典型飞行程序如下：发动机点火后，探测火箭达到弹道顶点，载荷舱开舱，释放第一组探空仪，延时开伞；前一组探空仪释放后经延时后，释放下一组探空仪，释放后延时开伞；循环前步骤，直至全部探空仪释放完毕。本发明技术方案如下有益效果：探测火箭可装载多枚不同探测能力的探空仪，综合探测载荷装载能力较强；可以根据需要，在不同的飞行高度释放单枚或分组释放多枚探空仪，覆盖不同探测高度及区域，有效提升探空效能；可以应用于恶劣环境条件下提供参数支撑。
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公开(公告)号：CN112761823A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011509100.9
申请日：2020-12-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111239855A
公开(公告)日：2020-06-05
申请号：CN201911142789.3
申请日：2019-11-20
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G01W1/08
Abstract: 本发明涉及一种新型平流层气象探测火箭及应用方法。包括箭体结构单元、发动机单元、控制系统单元、载荷释放单元及探测载荷单元，载荷舱装载两套以上载荷释放单元。典型飞行程序如下：发动机点火后，探测火箭达到弹道顶点，载荷舱开舱，释放第一组探空仪，延时开伞；前一组探空仪释放后经延时后，释放下一组探空仪，释放后延时开伞；循环前步骤，直至全部探空仪释放完毕。本发明技术方案如下有益效果：探测火箭可装载多枚不同探测能力的探空仪，综合探测载荷装载能力较强；可以根据需要，在不同的飞行高度释放单枚或分组释放多枚探空仪，覆盖不同探测高度及区域，有效提升探空效能；可以应用于恶劣环境条件下提供参数支撑。
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公开(公告)号：CN108020121B
公开(公告)日：2019-07-09
申请号：CN201711143994.2
申请日：2017-11-17
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F41G3/22
Abstract: 本发明公开了一种激光导引头能量控制系统及其控制方法，其包括四象限探测器、光电流转换电路、后级放大电路、跟随滤波电路、AD采样电路、触发脉宽生成电路以及控制芯片，四象限探测器连接光电流转换电路，光电流转换电路连接后级放大电路，后级放大电路连接跟随滤波电路，跟随滤波电路同时连接AD采样电路和触发脉宽生成电路，AD采样电路和触发脉宽生成电路同时连接控制芯片，控制芯片同时连接后级放大电路、跟随滤波电路以及四相限探测器。本发明还提供了采用以上系统进行导引头能量控制的方法。本发明系统和控制方法能够满适用于远距离激光导引头的探测，提高其探测精度。
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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
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。
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公开(公告)号：CN112761823B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202011509100.9
申请日：2020-12-19
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。
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公开(公告)号：CN111488667A
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201911385799.X
申请日：2019-12-29
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种气象探测火箭的参数化气动设计方法，包括步骤S1、基于CATIA参数化建模；S2、基于Pointwise脚本Glyph2的自动网格划分；S3、基于参数化的计算流体力学仿真；S4、基于参数化的仿真结果后处理。本发明的方法的优点：1、基本自动化：气动设计过程中的几何建模、网格划分、计算流体力学仿真以及数据处理等流程都基本实现自动化，大部分工作通过程序自动完成，设计人员主要工作在于设计合理气动外形参数；2、精确性：网格划分的自动化，以及仿真参数设置的自动化并没有牺牲网格质量以及仿真计算精度，保证仿真结果的精确性；3、普适性：本发明适用于所有无控气象探测火箭的气动设计过程。
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