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[发明专利]基于角速率信息的滚转弹无控段滚转角获取方法-CN202111520078.2在审
发明人：范世鹏;杨启帆;王江;毛宁;胡少勇;刘经纬 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2021-12-13 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： F41G3/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于角速率信息的滚转弹无控段滚转角获取方法，对径向陀螺测得的俯仰角速率数据进行处理，获得初始的弹体滚转角，进而根据径向陀螺测得的滚转角速率获得其它时刻弹体的滚转角。本发明公开的基于角速率信息的滚转弹无控段滚转角获取方法，无需安装地磁传感器等元件，利用较少的信息便解决了高动态的滚转角对准问题，可适应滚转通道的高动态，能够为滚转弹组合导航提供良好的初始条件。
基于速率信息滚转弹无控段滚转角获取方法

[实用新型]一种运载火箭滚控转接框结构及运载火箭部段-CN202320966105.7有效
发明人：张东博;杨浩亮;王晶晶;孙良杰;王英诚;秦保平 -专利权人：北京中科宇航技术有限公司
申请日： 2023-04-24 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本申请提供一种运载火箭滚控转接框结构及运载火箭部段，该运载火箭滚控转接框结构包括框体、用于安装滚控发动机的滚控接口、用于安装末级尾段的前端法兰和用于安装前级结构部段的后端法兰；所述框体为圆筒状，两端开口；所述前端法兰和所述后端法兰分别位于所述框体的两端开口处；所述滚控接口设置在所述框体的内壁。本申请实现转接前后级的同时，还提供滚控接口，通过该滚控接口连接滚控发动机，以为火箭提供飞行滚转能力，使得末级尾段飞行时无需使用末修系统能源。
一种运载火箭转接结构

[发明专利]一种弹载磁组合姿态测量装置的应用-CN201610724566.8有效
发明人：易文俊;冯波;李岩;王志兴 -专利权人：易文俊
申请日： 2016-08-24 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： G01C21/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种弹载磁组合姿态测量装置的应用，该方法包括以下步骤：弹上采用双轴地磁传感器实时探测炮弹运动过程中滚转姿态角γ和滚转姿态角速度安装时M_Z＝0与舵控正方向重合；根据磁阻传感器的输出特性，滚转一周内各出现M_Y＝0和M_Z＝0的状态2次，弹上采用一周平均转速处理1/4周期姿态数据，采用t₅‑t₁段的平均转速计算t₅至t₆段的滚转姿态角数据；每1/4周计算一次转速；考虑到炮弹飞行过程中转速的变化，对每1/4周计算一次转速采取转速修正来处理炮弹转速的变化规律本发明提供的一种弹载磁组合姿态测量装置的应用过程中，测试最大误差在±3°以内。
一种弹载磁组合姿态测量装置应用

[发明专利]一种滚摆式导引头跟踪回路角增量优化方法-CN201310136239.7有效
发明人：姜湖海;魏群;贾宏光;王超;虞林瑶;张天翼;朱瑞飞;吴海龙 -专利权人：中国科学院长春光学精密机械与物理研究所
申请日： 2013-04-18 - 公布日： 2013-07-31 - 主分类号： G05D3/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种滚摆式导引头跟踪回路角增量优化方法，包括以下步骤：当滚转框的相对运动范围绝对值小于等于π/2时，直接输出解算得到的滚转和摆动框的角位置指令；当滚转框的相对运动范围绝对值为(π/2,3π/2]时，将摆动框的角位置指令取负号，然后控制滚转框的相对运动范围绝对值小于π/2；当滚转框的相对运动范围绝对值为(3π/2,2π)时，示滚转框的限位情况优化输出指令。本发明的滚摆式导引头跟踪回路角增量优化方法，给出的角位置指令在导引头的跟踪范围内具有明确、单一的弹目指向关系，逻辑关系清晰，并且求解过程不需要大量的矩阵运算，硬件负担轻，实时性好。
一种摆式导引跟踪回路增量优化方法

[实用新型]一种双侧驱动甜菜打叶机-CN201721309440.0有效
发明人：崔国良;刘方舟;焦海峰;孙景森;王刚;杨会才 -专利权人：北京今日良机科技有限公司;江苏中良机现代农业有限公司
申请日： 2017-10-12 - 公布日： 2018-05-01 - 主分类号： A01D23/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种双侧驱动甜菜打叶机，包括驱动轴、传动箱和打叶滚，所述传动箱设有传动轴，所述传动轴通过打叶滚驱动箱驱动所述打叶滚转动；所述传动箱的两侧分别设有传动轴，所述传动轴在打叶滚的两端同时驱动打叶滚转动，每支所述传动轴通过一个打叶滚驱动箱在所述打叶滚的一侧驱动打叶滚转动；本实用新型的有益效果是采用双侧驱动打叶滚，可显著提高打叶滚驱动的机械可靠性，保证在作业季节甜菜打叶机不会因打叶滚传动故障影响作业；传动链的拉动段设有张紧器
一种驱动甜菜打叶机

[发明专利]基于信号流图的飞机自动飞控系统滚转姿态控制结构设计方法-CN201510651767.5在审
发明人：董新民;陈勇;薛建平;孔星炜;刘娇龙 -专利权人：中国人民解放军空军工程大学
申请日： 2015-09-30 - 公布日： 2016-01-20 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于信号流图的飞机自动飞控系统滚转姿态控制结构设计方法，首先，从飞机侧向运动总的信号流图中近似分离出荷兰滚运动和滚转运动两种模态的局部信号流图；第二，选择积分器数目最少的前向通道作为各自模态的控制传输通道，确定最佳反馈回路以改善阻尼和自然频率特性；最后，将确定的反馈控制回路配置于侧向运动的总体信号流图，确定侧向滚转姿态控制结构。本发明克服了现有技术中根据设计经验选取反馈控制回路导致无法确定自动飞控系统滚转姿态最佳控制结构的不足。
基于信号飞机自动系统姿态控制结构设计方法

[发明专利]一种大火箭重载可拆装式滚转环装置-CN201910605596.0有效
发明人：邢朝华;杨占鹏;张茂杉;张涛 -专利权人：芜湖航翼集成设备有限公司
申请日： 2019-07-05 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： B64G5/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种大火箭重载可拆装式滚转环装置，包括后滚环、带有定活两用轮的底架、沿前后方向依次设置在底架后侧且具有上下调节功能的后滚环大部段支架托架、后滚环小部段托架、设置在后滚环大部段支架托架上的后滚环大部段支架，所述后滚环由设置在后滚环大部段支架上的后滚环大部段和设置在后滚环小部段托架上的后滚环小部段拼装组成。本发明通过将后滚环设计成由后滚环大部段和后滚环小部段拼装组成的可拆式结构，以及设计辅助后滚环小部段与后滚环大部段支架之间进行切换的辅助拆装架车，不仅解决了后滚环在与箭体组装时避免与箭体上的凸起物脱拔罩发生碰撞的问题；而且还能够实现后滚环的快速拆装。
一种火箭重载拆装式滚转环装置

[发明专利]一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法-CN201910995597.0有效
发明人：田源;吴莉萍;王君;李涛;张超;宋蔚阳;方海红;方岳;邓博伟;王东东;王洪波;赵春明;孙月光;黄朝东;苏淼;姚跃民;薛强;赵苑辰 -专利权人：北京航天长征飞行器研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2019-10-18 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法，所述的舰载火箭弹采用冷弹垂直发射，通过下述方式实现：首先在火箭弹弹射出筒后，使用固体脉冲姿控发动机完成垂直转弯动作，使弹体的纵轴即弹体系的X轴指向目标所在方位；所述的固体脉冲姿控发动机至少四个且周向均布；然后使用空气舵完成滚转角控制，使弹体系的Y轴垂直于水平面向上；最后通过全弹制导稳定控制，导引火箭弹飞向目标点。
一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法

[实用新型]一种挂弹车六自由度调姿机构-CN201920418736.9有效
发明人：罗迪;田彦龙;蒋龙;郭鹏 -专利权人：成都立航科技股份有限公司
申请日： 2019-03-29 - 公布日： 2019-12-31 - 主分类号： B64F1/32 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种挂弹车六自由度调姿机构，它包括浮动举升机构（1）、固定举升机构（2）、托弹架（3）、移动滚转机构（4）、托弹平台（5）、纵向移动动作筒（6）和横向移动动作筒（7），浮动举升机构（1）与托弹平台（5）转动连接，固定举升机构（2）与托弹平台（5）转动连接，托弹架（3）安装在移动滚转机构（4）上部的滑轨上，移动滚转机构（4）安装在托弹平台（5）的滑轨上，纵向移动动作筒（6）一端与托弹架（3）侧边铰接，另一端与移动滚转机构（4）铰接，横向移动动作筒（7）一端与移动滚转机构（4）铰接，另一端与托弹平台（5）铰接。本实用新型缩短了导弹挂装时间，提高了挂弹效率，降低了挂弹人员的劳动强度。
滚转动作筒铰接移动弹架本实用新型固定举升举升机构转动连接滑轨浮动调姿机构六自由度侧边挂装导弹

[发明专利]一种基于滚仰平台的转折镜筒组件及其装调方法-CN202111045645.3在审
发明人：陈宗镁;杨俊彦;刘浩伟;龙华保;邵艳明;陈寰;高冬阳;陈龙江 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2021-09-07 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： G02B7/182 文献下载
摘要：本发明一种基于滚仰平台的转折镜筒组件及其装调方法，其装调方式为：先分别装调滚仰框架平台部件、次镜筒组件、反射镜座一组件、反射镜座二组件、反射镜座三组件。先对各组件进行装调，再整体联调收敛。装调滚仰框架平台部件的机械装调，是在满足滚转框架转轴和俯仰框架转轴可以自由轻易转动，无卡滞，框架无间隙的条件下进行的，在零件加工精度满足设计精度的条件下通过装配调整框架轴承的同轴度和间隙可以实现；滚仰框架平台部件的装调，目的是实现滚转光学系统入射视轴与滚转框架转轴重合；第一次直角折反的光轴中心需要和俯仰框架转轴重合；并且经过通过第二、第三、第四次直角折反，光线中心始终要在俯仰轴和滚转框架转轴交叉平面上；并且经过四次直角折反将光轴中心又回归到滚仰轴重合方向
一种基于平台转折组件及其方法

[发明专利]一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法-CN201710631100.8有效
发明人：魏宗康;江麒;黄云龙 -专利权人：北京航天控制仪器研究所
申请日： 2017-07-28 - 公布日： 2019-12-20 - 主分类号： F42B35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。该方法包括：获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度，并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量；获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角；利用所述角速度分量、滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角，构建姿态角更新矩阵；利用姿态角更新矩阵，计算反馈增益矩阵；根据姿态角更新矩阵、反馈增益矩阵，以及旋转弹在当前时刻的姿态角，计算旋转弹在下一时刻的姿态角。本发明能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。
一种基于状态观测器旋转姿态计算方法

[发明专利]一种滚仰式导引头及陀螺仪数据融合方法-CN202210100852.2有效
发明人：周满;张弛;杨海;孙宝林;唐国帅;胡亮亮;高子益;龚雨阳 -专利权人：中天长光（青岛）装备科技有限公司
申请日： 2022-01-27 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请公开了一种滚仰式导引头，包括基座、滚转框架、相机模组、伺服驱动机构、控制器，基座与滚转框架之间设置滚转轴，滚转框架通过滚转轴安装在基座上，相机模组与滚转框架之间设置俯仰转轴，相机模组通过俯仰转轴安装在滚转框架上，其特征在于，滚转框架上设置滚转陀螺仪模块，相机模组内设置俯仰陀螺仪模块。本申请还公开了滚仰式导引头的陀螺仪数据融合方法，采用了简化坐标系变换方法，不引入俯仰角度，不涉及正余弦计算，可以较好的避免传统方法计算出现的奇异值问题。本申请一种滚仰式导引头所应用的陀螺仪模块具有集成度高、尺寸小、成本低特点。
一种滚仰式导引陀螺仪数据融合方法

[发明专利]一种单边挂弹着陆的横向控制方法-CN201910411088.9有效
发明人：金波;王庆琥;熊维康 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2019-05-17 - 公布日： 2021-08-03 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及航空飞行领域，具体是一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其包括如下步骤：步骤一，在转入航向对准段之前取出(φg)计算公式中的积分值，并将其转入航向对准段中的imgFormat="JPEG" orientation="portrait" inline="yes" />计算公式中，且不触发(φg)的限幅；步骤二，反馈的滚转角取切入时刻连续多拍无人机当前滚转角的平均值imgContent="drawing" imgFormat="JPEG" orientation="portrait" inline="yes" />积分值也取切入时刻连续多拍的平均值；步骤三，将单边挂弹控制策略从航向对准段延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段，并在直线下滑段设置切入时刻为相对高度150m的限制条件。="drawing" imgFormat="JPEG" orientation="portrait" inline="yes" />使得无人机不受滚转角给定限制值影响，使原滚转角给定限制值仍能够发挥原有的作用
一种单边弹着横向控制方法

[发明专利]一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导数获取方法-CN202010162669.6有效
发明人：石磊;豆国辉;王利 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-10 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导数获取方法，主要步骤包括：根据旋转弹几何特征参数和来流条件计算得到等效长度雷诺数、马赫数和几何外形影响因子，最后代入解析估算公式得到全弹的马格努斯滚转导数。本发明针对船尾外形的旋转弹，采用等效长度思想，利用解析估算公式快速高效的得到全弹的马格努斯力滚转导数，相较于非定常计算方法，本发明大大节省了计算资源和计算机时。
一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导获取方法

[发明专利]一种增强高超声速飞行器滚控能力的襟翼舵布局-CN202010380931.4在审
发明人：刘强;梁建军;赵新强;孙永丰;谢雪明;陈景鹏 -专利权人：北京星途探索科技有限公司
申请日： 2020-05-07 - 公布日： 2020-09-25 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：一种增强高超声速飞行器滚控能力的襟翼舵布局，是应用在球‑锥‑柱型轴对称高超声速飞行器上的布局形式，飞行器通过襟翼舵偏转获得控制力矩，从而控制飞行姿态。襟翼舵设计为平板构型，通过舵轴安装于飞行器底部。襟翼舵设计安装角显著提升了飞行器的滚转控制能力，且实现了对飞行器俯仰、偏航和滚转控制效率的有效分配。
一种增强高超声速飞行器能力襟翼布局

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