CN115826626B - 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统 - Google Patents

海上救生空投飞行器速度控制方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN115826626B
CN115826626B CN202310133596.1A CN202310133596A CN115826626B CN 115826626 B CN115826626 B CN 115826626B CN 202310133596 A CN202310133596 A CN 202310133596A CN 115826626 B CN115826626 B CN 115826626B
Authority
CN
China
Prior art keywords
angle
maximum
rudder deflection
channel
rudder
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202310133596.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115826626A (zh
Inventor
凡建超
王鸿睿
鱼小军
张飞飞
高晨阳
李格
杨浩瀚
杨勇
刘胜
段国栋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hunan Vanguard Technology Co ltd
Original Assignee
Hunan Vanguard Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hunan Vanguard Technology Co ltd filed Critical Hunan Vanguard Technology Co ltd
Priority to CN202310133596.1A priority Critical patent/CN115826626B/zh
Publication of CN115826626A publication Critical patent/CN115826626A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115826626B publication Critical patent/CN115826626B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及智能制造中的控制与调节领域，公开一种海上救生空投飞行器速度控制方法及系统。方法包括：在飞行器飞行攻角小于或等于第一攻角的范围约束内，根据侧向机动需求确定飞行器的最大侧滑角；根据最大侧滑角确定飞行器稳态飞行时的最大滚转通道舵偏角；以最大滚转通道舵偏角结合最大偏航通道舵偏角和最大俯仰通道舵偏角计算飞行器稳态飞行时最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角；根述最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角中的最大值、单片舵的满偏值和预留的余量确定附加舵偏角的最大值；根据附加舵偏角的最大值计算只产生阻力的各个单片舵在各个迭代时间所分别对应的附加舵偏角，并结合制导稳态飞行的舵偏角执行减速过程中的状态控制。

Description

海上救生空投飞行器速度控制方法及系统
技术领域
本发明涉及智能制造中的控制与调节领域，尤其涉及一种海上救生空投飞行器速度控制方法及系统。
背景技术
我国海洋面积大，随着经济和科学技术的发展，海上事业的发展越来越有规模，但是海上工作受到外界条件的制约，施工设备以及工作人员的生命得不到高度保障，所以无论是在战争中还是平时，海上救生都是一项非常必要的工作。
各类救生技术发展迅速，本文通过一种正常式“X”字形尾舵布局的空投飞行器携带救生物品包，制导飞行至预计开舱点，把救生物品包投放出去并推出减速伞，救生物品包减速飞行落水，待救援人员凭借救生物品实施自救。如果开舱点较高，无控段较长，救生包不能准确达到目标点，即难以到达待救援人员附近。因此确定开舱点的基本要求就是保证救生包落在待救援人员附近，此时，就要求开舱点不能过高，具体值根据仿真试验得到，然而低的开舱点导致减速伞作用时间短，救生包减速有限，救生包高速落水将会损毁救生物质，并且对待救援人员的生命健康产生威胁，也就是救生包落水时保证安全速度，即对救生包被投放出去时的初速有严格的要求，即必须对携带救生包的飞行器速度进行控制，在开舱时达到期望的速度值。
一般地，通过提高飞行器的投放距离可以实现减速，不过，这种方法减速效果有限，不能达到期望的效果，并且导致飞行器的投放区间较小，不利于飞行器的灵活投放。
发明内容
本发明目的在于公开一种海上救生空投飞行器速度控制方法及系统，以在制导飞行舵偏角的基础上，附加只产生阻力效果的舵偏角，从而实现减速等有效的速度控制。
为达上述目的，本发明公开的海上救生空投飞行器速度控制方法包括：
步骤S1、分析飞行器的气动特性，确定升阻比最大时的第一攻角。
步骤S2、在飞行器飞行攻角小于或等于所述第一攻角的范围约束内，根据侧向机动需求确定飞行器的最大侧滑角。
步骤S3、根据所述最大侧滑角确定飞行器稳态飞行时的最大滚转通道舵偏角。
步骤S4、以所述最大滚转通道舵偏角结合最大偏航通道舵偏角和最大俯仰通道舵偏角计算飞行器稳态飞行时最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角。
步骤S5、根述最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角中的最大值、单片舵的满偏值和预留的余量确定附加舵偏角的最大值。
步骤S6、根据所述附加舵偏角的最大值计算只产生阻力的各个单片舵在各个迭代时间所分别对应的附加舵偏角，并结合制导稳态飞行的舵偏角执行减速过程中的状态控制。
为达上述目的，本发明还公开一种海上救生空投飞行器速度控制系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时用以实现上述相对应的方法。
综上，本发明原理简单、工程应用性强，能实现精确制导并达到速度控制的目的。
下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明实施例公开的海上救生空投飞行器速度控制方法流程示意图。
图2是本发明实施例方法在一具体场景中应用后减速效果示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
实施例1
本实施例公开一种海上救生空投飞行器速度控制方法，主要原理是在制导飞行舵偏角的基础上，附加只产生阻力效果的舵偏角，增加飞行阻力，从而实现减速。
本实施例方法包括以下步骤：
第一步：完成飞行器的气动特性分析，按照公式（1）～（3）计算得到飞行器在不同马赫数下的升阻比，选取升阻比最大时的攻角作为最大飞行攻角；并根据飞行器的侧向机动需求
Figure SMS_1
及飞行环境，根据公式（4），选取最大侧滑角
Figure SMS_2
，一般取值范围为（-6°,6°）。
Figure SMS_3
；
Figure SMS_4
；
Figure SMS_5
；
Figure SMS_6
；
其中
Figure SMS_8
为机体系下某一马赫数和攻角时的阻力系数，
Figure SMS_12
为机体系下某一马赫数和攻角时的升力系数，
Figure SMS_16
为速度系下某一马赫数和攻角时的阻力系数，
Figure SMS_9
为速度系下某一马赫数和攻角时的升力系数，
Figure SMS_13
为马赫数，
Figure SMS_15
为攻角，
Figure SMS_17
为某一马赫数和攻角时升阻比，
Figure SMS_7
为某一马赫数和侧滑角时的侧向力，
Figure SMS_11
为侧滑角，
Figure SMS_14
为动压，
Figure SMS_18
为参考面积，
Figure SMS_10
为某一马赫数和侧滑角时侧向力系数对侧滑角的偏导数。
机体系定义如下，坐标原点为飞行器的质心
Figure SMS_19
，
Figure SMS_20
与飞行器纵轴重合，指向飞行器头部为正；
Figure SMS_21
在飞行器的纵向对称面内，垂直于
Figure SMS_22
轴，向上为正；
Figure SMS_23
由右手法则确定。
速度系定义如下，坐标原点为飞行器的质心
Figure SMS_24
，
Figure SMS_25
沿速度矢量方向，与速度方向一致为正；
Figure SMS_26
在飞行器的纵向对称面内，垂直于
Figure SMS_27
轴，向上为正；
Figure SMS_28
由右手法则确定。
第二步：根据气动特性计算稳定飞行需求的三个通道舵的最大舵偏；
1、计算最大滚转舵偏角
Figure SMS_29
；
其中：
Figure SMS_30
为某一马赫数和攻角时滚转力矩系数对滚转通道舵的偏导数，
Figure SMS_31
为某一马赫数和攻角时滚转力矩系数对侧滑角的偏导数，
Figure SMS_32
为某一马赫数和攻角时单位侧滑角对应的等效干扰滚转舵。
由于
Figure SMS_33
是一个与
Figure SMS_34
和
Figure SMS_35
相关的二维向量，根据公式（5）确定在攻角与侧滑角范围内不同马赫数对应的最大滚转通道舵偏角
Figure SMS_36
。
2、计算最大偏航通道舵偏角
Figure SMS_37
；
其中：
Figure SMS_38
为某一马赫数和侧滑角时偏航力矩系数对偏航通道舵的偏导数，
Figure SMS_39
为某一马赫数和侧滑角时偏航力矩系数，
Figure SMS_40
为某一马赫数和侧滑角时对应的平衡偏航通道舵偏角。
由于
Figure SMS_41
是一个与
Figure SMS_42
和
Figure SMS_43
相关的二维向量，根据公式（6）确定在侧滑角范围内不同马赫数对应的最大偏航通道舵偏角
Figure SMS_44
。
3、计算最大俯仰通道舵偏角
Figure SMS_45
；
其中：
Figure SMS_46
为某一马赫数和攻角时俯仰力矩系数对俯仰通道舵的偏导数，
Figure SMS_47
为某一马赫数和攻角时俯仰力矩系数，
Figure SMS_48
为某一马赫数和攻角时对应的平衡俯仰通道舵偏角。
由于
Figure SMS_49
是一个与
Figure SMS_50
和
Figure SMS_51
相关的二维向量，根据公式（7）确定在攻角范围内不同马赫数对应的最大俯仰通道舵偏角
Figure SMS_52
。
第三步：计算稳定飞行时最大通道舵偏角对应的单片舵。
Figure SMS_53
；
其中：
Figure SMS_54
为滚转通道、偏航通道、俯仰通道舵偏角，以产生正力矩为正，
Figure SMS_55
为顺着机体系轴向方向看，左下、左上、右上、右下的单片舵偏角，从飞行器外向内看时，逆时针转动为正。
把
Figure SMS_56
代入公式（8），可以得到四个单片舵在此时刻的值
Figure SMS_57
。
值得说明的是，在本实施例中，步骤二计算的参数是步骤三中四个单片舵合力所形成的虚拟舵。此为本领域技术人员的公知常识，不做赘述。
第四步，在稳定飞行的基础上，计算额外只产生阻力效果的舵偏角，通过阻力作用达到使飞行器减速的效果。
1、确定附加舵偏角的最大值
Figure SMS_58
根据
Figure SMS_59
中的最大值及单片舵的满偏值，并保留一定的余量，确定附加舵偏角的最大值
Figure SMS_60
。
举例：某飞行时刻由公式（8）计算得出
Figure SMS_61
分别为：
Figure SMS_62
；
单片舵的满偏值为20°，则确定附加舵偏角的最大值
Figure SMS_63
，这里余量保留为3°。其具体的计算原理为：20°-3°-8°=9°。
2、分析四个单片舵每个舵面上的附加舵偏角特性：
Figure SMS_64
；
Figure SMS_65
；
其中，
Figure SMS_66
为参考长度（根据力矩系数计算力矩的参考长度，一般取飞行器的轴线长度），
Figure SMS_67
为阻力系数对滚转通道舵的偏导数，
Figure SMS_68
为升力系数对俯仰通道舵的偏导数，
Figure SMS_69
为侧向力系数对偏航通道舵的偏导数，
Figure SMS_70
为三个方向的控制力，
Figure SMS_71
为三个方向的控制力矩。
Figure SMS_72
；
结合公式（9）和公式（10），可知当公式（11）中的附加单片舵
Figure SMS_73
均有值，且附加的通道舵
Figure SMS_74
均为0时，只产生阻力，不产生力矩及其他方向的力。
令附加的通道舵均为0，即公式（10）的左向均为0，得到：
Figure SMS_75
；
其中，
Figure SMS_76
附加单片舵偏角，
Figure SMS_77
为一常值，并令其大小等于
Figure SMS_78
。
3、确定
Figure SMS_79
值正负
为使轴向控制力
Figure SMS_80
最大，即需使
Figure SMS_81
值最大，
Figure SMS_82
为实时制导飞行过程中需要的单片舵偏角，由此得到：
Figure SMS_83
；
当式（12）成立时，即保证控制轴向力最大，也就是说
Figure SMS_84
与
Figure SMS_85
保持符号相同。
第五步：实现速度控制
综合制导飞行的单片舵偏角
Figure SMS_86
与附加单片舵偏角
Figure SMS_87
，实施单片舵的控制，从而实现减速的目的。
举例：当
Figure SMS_88
，由公式（13）可以判断C>0，则C=9°。由公式（12）可以计算出
Figure SMS_89
，则制导飞行中的实际单片舵偏角的值分别为：11°，-12°，15°，-1°。
综上，本实施例方法的核心步骤如图1所示，具体包括：
步骤S1、分析飞行器的气动特性，确定升阻比最大时的第一攻角。
步骤S2、在飞行器飞行攻角小于或等于所述第一攻角的范围约束内，根据侧向机动需求确定飞行器的最大侧滑角。
步骤S3、根据所述最大侧滑角确定飞行器稳态飞行时的最大滚转通道舵偏角。
步骤S4、以所述最大滚转通道舵偏角结合最大偏航通道舵偏角和最大俯仰通道舵偏角计算飞行器稳态飞行时最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角。
步骤S5、根述最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角中的最大值、单片舵的满偏值和预留的余量确定附加舵偏角的最大值。
步骤S6、根据所述附加舵偏角的最大值计算只产生阻力的各个单片舵在各个迭代时间所分别对应的附加舵偏角，并结合制导稳态飞行的舵偏角执行减速过程中的状态控制。
藉此，本实施例原理简单，工程应用性强，首先根据公式（5-8）评估附加单片舵偏角可以达到最大值；然后根据附加单片舵偏角的关系式（11），同时确定附加单片舵的方向，得到附加单片舵偏角；最后根据公式（13）综合制导飞行的单片舵偏角，得到飞行中实际单片舵偏角值，从而实现精确制导并达到速度控制的目的。其中，基于本实施例所公开方法在一具体场景中的应用效果如图2所示。
实施例2
本实施例公开一种海上救生空投飞行器速度控制系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时用以实现上述实施例中相对应的方法。
同理，本实施例系统原理简单、工程应用性强，能实现精确制导并达到速度控制的目的。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种海上救生空投飞行器速度控制方法，其特征在于，包括：
步骤S1、分析飞行器的气动特性，确定升阻比最大时的第一攻角；
步骤S2、在飞行器飞行攻角小于或等于所述第一攻角的范围约束内，根据侧向机动需求确定飞行器的最大侧滑角；
步骤S3、根据所述最大侧滑角确定飞行器稳态飞行时的最大滚转通道舵偏角；
步骤S4、以所述最大滚转通道舵偏角结合最大偏航通道舵偏角和最大俯仰通道舵偏角计算飞行器稳态飞行时最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角；
步骤S5、根据所述最大通道舵偏角所对应的各个单片舵偏角中的最大值、单片舵的满偏值和预留的余量确定附加舵偏角的最大值；
步骤S6、根据所述附加舵偏角的最大值计算只产生阻力的各个单片舵在各个迭代时间所分别对应的附加舵偏角，并结合制导稳态飞行的舵偏角执行减速过程中的状态控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S1中，升阻比的计算公式具体为：
Figure QLYQS_1
；
Figure QLYQS_2
；
Figure QLYQS_3
；
其中，
Figure QLYQS_4
为机体系下某一马赫数和攻角时的阻力系数，
Figure QLYQS_5
为机体系下某一马赫数和攻角时的升力系数，
Figure QLYQS_6
为速度系下某一马赫数和攻角时的阻力系数，
Figure QLYQS_7
为速度系下某一马赫数和攻角时的升力系数，
Figure QLYQS_8
为马赫数，
Figure QLYQS_9
为攻角，
Figure QLYQS_10
为某一马赫数和攻角时升阻比。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤S2中，侧滑角的计算公式为：
Figure QLYQS_11
；
其中，
Figure QLYQS_12
为某一马赫数和侧滑角时的侧向力，
Figure QLYQS_13
为侧滑角，
Figure QLYQS_14
为动压，
Figure QLYQS_15
为参考面积，
Figure QLYQS_16
为某一马赫数和侧滑角时侧向力系数对侧滑角的偏导数。
4.根据权利要求1至3任一所述的方法，其特征在于，所述步骤S3具体为：根据滚转通道舵偏角的计算公式确定在攻角与侧滑角范围内不同马赫数对应的最大滚转通道舵偏角
Figure QLYQS_17
，所述滚转通道舵偏角的计算公式为：
Figure QLYQS_18
；
其中，
Figure QLYQS_19
为某一马赫数和攻角时滚转力矩系数对滚转通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_20
为某一马赫数和攻角时滚转力矩系数对侧滑角的偏导数，
Figure QLYQS_21
为某一马赫数和攻角时单位侧滑角对应的等效干扰滚转舵；
Figure QLYQS_22
为所述最大侧滑角；
Figure QLYQS_23
为
Figure QLYQS_24
在对应攻角、侧滑角和马赫数范围内的最大值。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述步骤S3还包括：根据偏航通道舵偏角的计算公式确定侧滑角范围内不同马赫数对应的最大偏航通道舵偏角
Figure QLYQS_25
，所述偏航通道舵偏角的计算公式具体为：
Figure QLYQS_26
；
其中：
Figure QLYQS_27
为某一马赫数和侧滑角时偏航力矩系数对偏航通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_28
为某一马赫数和侧滑角时偏航力矩系数，
Figure QLYQS_29
为某一马赫数和侧滑角时对应的平衡偏航通道舵偏角；
Figure QLYQS_30
为
Figure QLYQS_31
在对应侧滑角和马赫数范围内的最大值；
根据俯仰通道舵偏角的计算公式确定在攻角范围内不同马赫数对应的最大俯仰通道舵偏角
Figure QLYQS_32
，所述俯仰通道舵偏角的计算公式具体为：
Figure QLYQS_33
；
其中，
Figure QLYQS_34
为某一马赫数和攻角时俯仰力矩系数对俯仰通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_35
为某一马赫数和攻角时俯仰力矩系数，
Figure QLYQS_36
为某一马赫数和攻角时对应的平衡俯仰通道舵偏角；
Figure QLYQS_37
为
Figure QLYQS_38
在对应攻角和马赫数范围内的最大值。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
计算稳定飞行时最大通道舵偏角对应的单片舵：
Figure QLYQS_39
；
其中：
Figure QLYQS_40
为滚转通道、偏航通道、俯仰通道舵偏角，以产生正力矩为正，
Figure QLYQS_41
为顺着机体系轴向方向看，左下、左上、右上、右下的单片舵偏角，从飞行器外向内看时，逆时针转动为正；
把
Figure QLYQS_42
分别代入公式中的
Figure QLYQS_43
，可以得到四个单片舵
Figure QLYQS_44
在飞行器稳态飞行时最大通道舵偏角所分别对应的值
Figure QLYQS_45
。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在所述步骤S6中的每次迭代过程中，包括：
分析四个单片舵每个舵面上的附加舵偏角特性：
Figure QLYQS_46
；
Figure QLYQS_47
；
其中，
Figure QLYQS_48
为参考长度，
Figure QLYQS_49
为阻力系数对滚转通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_50
为升力系数对俯仰通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_51
为侧向力系数对偏航通道舵的偏导数，
Figure QLYQS_52
为三个方向的控制力，
Figure QLYQS_53
为三个方向的控制力矩；
Figure QLYQS_54
；
其中，
Figure QLYQS_55
为
Figure QLYQS_56
所分别对应的附加单片舵，且附加的通道舵
Figure QLYQS_57
均为0时，只产生阻力，不产生力矩及其他方向的力；
令：
Figure QLYQS_58
；
Figure QLYQS_59
；
其中，
Figure QLYQS_60
为大小等于所述附加舵偏角的最大值
Figure QLYQS_61
的一常值。
8.一种海上救生空投飞行器速度控制系统，其特征在于，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时用以实现上述权利要求1至7任一所述的方法。
CN202310133596.1A 2023-02-20 2023-02-20 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统 Active CN115826626B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310133596.1A CN115826626B (zh) 2023-02-20 2023-02-20 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310133596.1A CN115826626B (zh) 2023-02-20 2023-02-20 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115826626A CN115826626A (zh) 2023-03-21
CN115826626B true CN115826626B (zh) 2023-06-09

Family

ID=85521835

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310133596.1A Active CN115826626B (zh) 2023-02-20 2023-02-20 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115826626B (zh)

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101376427A (zh) * 2008-09-26 2009-03-04 李存扣 一种飞机空投救生器
CN104260889A (zh) * 2014-08-29 2015-01-07 中国运载火箭技术研究院 一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法
CN104331084A (zh) * 2014-09-30 2015-02-04 中国运载火箭技术研究院 一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法
CN204548516U (zh) * 2015-04-24 2015-08-12 马鞍山市赛迪智能科技有限公司 一种定点空投无人飞行器系统
CN104978489A (zh) * 2015-07-02 2015-10-14 北京航天自动控制研究所 一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法
CN107867387A (zh) * 2017-10-16 2018-04-03 中国航天空气动力技术研究院 一种内外流乘波飞行器布局
CN108163211A (zh) * 2017-12-11 2018-06-15 孟煊英 一种飞行器安全降落装置
CN108883824A (zh) * 2016-03-23 2018-11-23 冯春魁 飞行器的数据的获取、处理及飞行状况监控的方法及系统
CN109782795A (zh) * 2018-12-29 2019-05-21 南京航空航天大学 一种利用耦合的面对称高超声速飞行器横侧向控制方法及控制系统
CN111483595A (zh) * 2020-04-24 2020-08-04 西安羚控电子科技有限公司 一种模块化自转旋翼高精度空投系统及其空投方法
CN111853332A (zh) * 2020-06-17 2020-10-30 湖南云箭科技有限公司 一种轴向方向移动可调的盘形阀液控装置
CN112009669A (zh) * 2020-08-11 2020-12-01 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置
CN112084571A (zh) * 2020-07-16 2020-12-15 北京航空航天大学 带减速伞空投巡航飞行器运动建模与解耦方法
CN112380729A (zh) * 2020-11-30 2021-02-19 中国运载火箭技术研究院 一种基于伞降减速的飞船返回轨道设计方法
CN112783184A (zh) * 2020-12-29 2021-05-11 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 一种临近空间垂直投放发射中阶段起始点控制方法及系统
CN114194379A (zh) * 2021-11-22 2022-03-18 北京机电工程研究所 X型气动布局提升控制能力的组合舵方法
CN216375026U (zh) * 2021-11-25 2022-04-26 中南大学 一种可控式降落伞

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7146299B2 (en) * 2002-08-16 2006-12-05 The Boeing Company Adjustable simulation vehicle capabilities
US8423206B2 (en) * 2011-03-17 2013-04-16 The Boeing Company Variable maximum commandable roll rate for directional control during engine-out rolling maneuver

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101376427A (zh) * 2008-09-26 2009-03-04 李存扣 一种飞机空投救生器
CN104260889A (zh) * 2014-08-29 2015-01-07 中国运载火箭技术研究院 一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法
CN104331084A (zh) * 2014-09-30 2015-02-04 中国运载火箭技术研究院 一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法
CN204548516U (zh) * 2015-04-24 2015-08-12 马鞍山市赛迪智能科技有限公司 一种定点空投无人飞行器系统
CN104978489A (zh) * 2015-07-02 2015-10-14 北京航天自动控制研究所 一种适用于滑翔飞行器的最小铰链力矩下压弹道计算方法
CN108883824A (zh) * 2016-03-23 2018-11-23 冯春魁 飞行器的数据的获取、处理及飞行状况监控的方法及系统
CN107867387A (zh) * 2017-10-16 2018-04-03 中国航天空气动力技术研究院 一种内外流乘波飞行器布局
CN108163211A (zh) * 2017-12-11 2018-06-15 孟煊英 一种飞行器安全降落装置
CN109782795A (zh) * 2018-12-29 2019-05-21 南京航空航天大学 一种利用耦合的面对称高超声速飞行器横侧向控制方法及控制系统
CN111483595A (zh) * 2020-04-24 2020-08-04 西安羚控电子科技有限公司 一种模块化自转旋翼高精度空投系统及其空投方法
CN111853332A (zh) * 2020-06-17 2020-10-30 湖南云箭科技有限公司 一种轴向方向移动可调的盘形阀液控装置
CN112084571A (zh) * 2020-07-16 2020-12-15 北京航空航天大学 带减速伞空投巡航飞行器运动建模与解耦方法
CN112009669A (zh) * 2020-08-11 2020-12-01 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置
CN112380729A (zh) * 2020-11-30 2021-02-19 中国运载火箭技术研究院 一种基于伞降减速的飞船返回轨道设计方法
CN112783184A (zh) * 2020-12-29 2021-05-11 中国科学院力学研究所广东空天科技研究院 一种临近空间垂直投放发射中阶段起始点控制方法及系统
CN114194379A (zh) * 2021-11-22 2022-03-18 北京机电工程研究所 X型气动布局提升控制能力的组合舵方法
CN216375026U (zh) * 2021-11-25 2022-04-26 中南大学 一种可控式降落伞

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
周城宏等.临近空间环境探测新途径.《第二届高分辨率对地观测学术年会》.2013,第1-4页. *
郑雄 ; 刘竹生 ; 杨勇 ; 雷建长 ; 李争学 ; .火箭基组合循环高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化研究.导弹与航天运载技术.2018,(第02期),第38-46页. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115826626A (zh) 2023-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Slegers et al. Model predictive control of a parafoil and payload system
Giulietti et al. Dynamic and control issues of formation flight
EP2408667B1 (en) An aircraft comprising a device for influencing the directional stability of the aircraft, and a method for influencing the directional stability of the aircraft
Dogan et al. Flight control and simulation for aerial refueling
JPH0858697A (ja) 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機
CN107065899B (zh) 用于保护飞行器最大升力能力的方法和装置
CN109871628A (zh) 一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法
Regenie et al. The F-18 High Alpha Research Vehicle-A high-angle-of-attack testbed aircraft
Jung et al. A comprehensive flight control design and experiment of a tail-sitter UAV
CN113885545B (zh) 考虑缆绳张力变化的系留无人机控制方法
CN115826626B (zh) 海上救生空投飞行器速度控制方法及系统
Rafi et al. Response and recovery of an MRAC advanced flight control system to wake vortex encounters
CN112009669B (zh) 一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置
Li et al. Simulation method for wind tunnel based virtual flight testing
Savvaris et al. Design and development of the DEMON UAV fluidic flight control system
CN110989397B (zh) 一种航空器失事搜寻仿真方法及系统
Sun et al. Accurate homing of parafoil delivery systems based glide-ratio control
Ke et al. Full envelope dynamics modeling and simulation for tail-sitter hybrid UAVs
Zhanqi et al. The high angle of attack aerodynamic modeling and nonlinear dynamic inversion flight control law design
Wise Dynamics of a UAV with parafoil under powered flight
Efimov et al. Experimental research of single-rotor helicopter unintentional yaw rotation
Sim Flight characteristics of a manned, low-speed, controlled deep stallvehicle
Basescu et al. Precision Post-Stall Landing Using NMPC With Learned Aerodynamics
Ward et al. Autonomous control of parafoils using upper surface spoilers
Battipede et al. Flight simulator for the control law design of an innovative remotely-piloted airship

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant