| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 41 | 一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法 | CN202011427510.9 | 2020-12-07 | CN112525471A | 2021-03-19 | 杨海泳; 赵忠良; 马上; 李乾; 李玉平 |
| 本发明公开了一种用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法。该方法包括以下步骤：确定阻尼补偿目标函数；确定系统控制策略；确定系统控制参数；实施风洞实验。在阻尼补偿目标函数及飞行器模型不变时，前三个步骤可只进行一次，风洞每次运行只需要重复执行第四步。本发明的用于风洞自由滚转动态实验的滚转阻尼补偿方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，进而减小机构阻尼，从而满足自由滚转动态实验对机构阻尼尽可能小的要求。 | ||||||
| 42 | 一种具有滚转隔离功能的惯性导航系统的滚转隔离方法 | CN201410074206.9 | 2014-03-03 | CN103822632B | 2016-08-24 | 杜晓强; 高松山; 田向杰; 唐艳平; 叶新生 |
| 本发明一种具有滚转隔离功能的惯性导航系统及其滚转隔离方法，属于惯性导航系统及其隔离滚转的方法的技术领域；解决的技术问题为提供一种能够对高速自旋载体进行滚转隔离、精度较高的具有滚转隔离功能的惯性导航系统及其滚转隔离方法；采用的技术方案为：所述惯性导航系统包括惯性测量单元和导航解算模块，惯性导航系统还包括外壳和电机本体，电机本体包括电机控制器、电机定子和电机转子，惯性测量单元固定设置在电机本体的电机转子上，惯性测量单元通过滑环分别向导航解算模块和电机控制器传输电信号，导航解算模块通过输入输出接口向外界传递信息，输入输出接口设置在外壳上；适用于导航与制导领域。 | ||||||
| 43 | 一种带积分器的滚转角控制律滚转角跳变保护方法及装置 | CN202310641293.0 | 2023-05-31 | CN116820403B | 2025-01-21 | 朱家兴; 张秀林; 张雷; 丁岩 |
| 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种带积分器的滚转角控制律滚转角跳变保护方法及装置。该方法包括步骤S1、获取当前时刻的滚转角；步骤S2、基于预存的上一时刻的滚转角与当前时刻的滚转角确定滚转角符号是否发生跳变；步骤S3、当所述滚转角符号发生跳变后，获取预存的上一时刻的综合点输出；步骤S4、将上一时刻的综合点输出减去当前时刻的滚转角速率支路输出量及滚转角支路输出量后，获得积分器初值；步骤S5、通过所述积分器初值初始化滚转角偏差积分支路的积分器，获得当前时刻的滚转角偏差积分支路输出量更正值。本申请可以保证在滚转角跳变时，横向控制量不跳变。 | ||||||
| 44 | 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法 | CN202211371812.8 | 2022-11-03 | CN116202379B | 2024-11-29 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法，利用激光驾束制导导弹能够获取的信息，计算导弹控制力产生的理论加速度和实际加速度之间的差，得出滚转角测量误差。该方法仅需已知线偏差及导弹在动坐标系下产生的控制力即能够对滚转角测量误差进行准确的估计。 | ||||||
| 45 | 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差校正方法 | CN202211527076.0 | 2022-11-30 | CN116067239B | 2024-11-29 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差校正方法，基于对滚转角测量值的误差估计，通过不断对各次估计值之和进行负反馈，并利用该反馈项，对测得的滚转角数据进行修正补偿，使滚转角测量误差的估计值逐渐收敛至趋近于0。该方法能够在较短的时间内将滚转角测量误差降低至零附近，解除导弹在俯仰和偏航通道存在的控制耦合，提高导弹的命中精度。 | ||||||
| 46 | 一种带积分器的滚转角控制律滚转角跳变保护方法及装置 | CN202310641293.0 | 2023-05-31 | CN116820403A | 2023-09-29 | 朱家兴; 张秀林; 张雷; 丁岩 |
| 本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种带积分器的滚转角控制律滚转角跳变保护方法及装置。该方法包括步骤S1、获取当前时刻的滚转角；步骤S2、基于预存的上一时刻的滚转角与当前时刻的滚转角确定滚转角符号是否发生跳变；步骤S3、当所述滚转角符号发生跳变后，获取预存的上一时刻的综合点输出；步骤S4、将上一时刻的综合点输出减去当前时刻的滚转角速率支路输出量及滚转角支路输出量后，获得积分器初值；步骤S5、通过所述积分器初值初始化滚转角偏差积分支路的积分器，获得当前时刻的滚转角偏差积分支路输出量更正值。本申请可以保证在滚转角跳变时，横向控制量不跳变。 | ||||||
| 47 | 一种耐高温滚转支杆、制备方法及滚转角控制方法 | CN202211059088.5 | 2022-08-31 | CN115979576A | 2023-04-18 | 曾德强; 林键; 孙日明; 刘展; 沙心国; 纪锋 |
| 本发明提供了一种耐高温滚转支杆、制备方法及滚转角控制方法，通过嵌套式设计，实现支杆的自由旋转，该装置结构中支杆等值段套在支杆连接段内部，通过轴承与支杆连接段连接，支杆连接段一端与导流锥固定连接、另一端与水冷套固定连接，中间部分通过键配合连接在支撑支架上，并通过拔紧螺母连接紧固；导流锥小径端内径略大于支杆等值段外圈大径，保证支杆等值段自由旋转，导流锥用于将气体导流，支撑支架用于连接试验设备，水冷套通过电机法兰与电机壳体连接；支杆等值段一端用于与风洞内的天平连接，另一端与传动轴的一端通过键配合连接，传动轴的另一端与联轴器的一端连接，联轴器的另一端与连接电机输出轴，由电机驱动支杆等值段自由转动。 | ||||||
| 48 | 一种含线偏差测量噪声的滚转导弹滚转角测量误差估计方法 | CN202211528804.X | 2022-11-30 | CN116086252B | 2025-01-21 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 本发明的目的是提供一种含线偏差测量噪声的滚转导弹滚转角测量误差估计方法，通过将导弹视为质点构建系统二阶低通滤波器和非线性扩张状态观测器，然后将采样的线偏差数据带入滤波器和状态观测器求得滚转角测量误差，为了让结果更精确，将求得的多个滚转角测量误差计算平均值求出滚转角测量误差值，该方法能够在线偏差含有测量噪声的情况下，较为精准地将导弹滚转角测量误差估计出来，用于控制系统的修正和补偿。 | ||||||
| 49 | 基于双加速度计和滚转陀螺仪的制导炮弹滚转角辨识方法 | CN202310945346.8 | 2023-07-28 | CN116878502A | 2023-10-13 | 陈凯; 杨睿华; 贺杨; 王磊; 房琰; 梁文超; 曾诚之 |
| 本发明公开了一种基于双加速度计和滚转陀螺仪的制导炮弹滚转角辨识方法，将科氏加速度信号作为科斯塔斯锁相环的输入信号r(t)，弹体纵轴方向上的陀螺仪测量数据ωx作为锁相环VCO的中心频率ωc，待到锁定科氏加速度信号的相位后，锁相环输出一个和科氏加速度相位相同的正弦信号，最后对锁相环输出的正弦信号求反三角函数即可求得滚转角 本发明提出的基于偏心加速度计和滚转陀螺仪的制导炮弹空中滚转角辨识方法，使用了滚转陀螺仪的数据实现了对VCO中心频率的调节，能够有效实现旋转制导炮弹滚转角的空中对准。 | ||||||
| 50 | 基于角速率信息的滚转弹无控段滚转角获取方法 | CN202111520078.2 | 2021-12-13 | CN116263312A | 2023-06-16 | 范世鹏; 杨启帆; 王江; 毛宁; 胡少勇; 刘经纬 |
| 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。 | ||||||
| 51 | 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法 | CN202211371812.8 | 2022-11-03 | CN116202379A | 2023-06-02 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差估计方法，利用激光驾束制导导弹能够获取的信息，计算导弹控制力产生的理论加速度和实际加速度之间的差，得出滚转角测量误差。该方法仅需已知线偏差及导弹在动坐标系下产生的控制力即能够对滚转角测量误差进行准确的估计。 | ||||||
| 52 | 一种含线偏差测量噪声的滚转导弹滚转角测量误差估计方法 | CN202211528804.X | 2022-11-30 | CN116086252A | 2023-05-09 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 本发明的目的是提供一种含线偏差测量噪声的滚转导弹滚转角测量误差估计方法，通过将导弹视为质点构建系统二阶低通滤波器和非线性扩张状态观测器，然后将采样的线偏差数据带入滤波器和状态观测器求得滚转角测量误差，为了让结果更精确，将求得的多个滚转角测量误差计算平均值求出滚转角测量误差值，该方法能够在线偏差含有测量噪声的情况下，较为精准地将导弹滚转角测量误差估计出来，用于控制系统的修正和补偿。 | ||||||
| 53 | 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差校正方法 | CN202211527076.0 | 2022-11-30 | CN116067239A | 2023-05-05 | 于剑桥; 周洪淼; 赵新运 |
| 一种激光驾束制导滚转导弹滚转角测量误差校正方法，基于对滚转角测量值的误差估计，通过不断对各次估计值之和进行负反馈，并利用该反馈项，对测得的滚转角数据进行修正补偿，使滚转角测量误差的估计值逐渐收敛至趋近于0。该方法能够在较短的时间内将滚转角测量误差降低至零附近，解除导弹在俯仰和偏航通道存在的控制耦合，提高导弹的命中精度。 | ||||||
| 54 | 一种具有滚转隔离功能的惯性导航系统及其滚转隔离方法 | CN201410074206.9 | 2014-03-03 | CN103822632A | 2014-05-28 | 杜晓强; 高松山; 田向杰; 唐艳平; 叶新生 |
| 本发明一种具有滚转隔离功能的惯性导航系统及其滚转隔离方法，属于惯性导航系统及其隔离滚转的方法的技术领域；解决的技术问题为提供一种能够对高速自旋载体进行滚转隔离、精度较高的具有滚转隔离功能的惯性导航系统及其滚转隔离方法；采用的技术方案为：所述惯性导航系统包括惯性测量单元和导航解算模块，惯性导航系统还包括外壳和电机本体，电机本体包括电机控制器、电机定子和电机转子，惯性测量单元固定设置在电机本体的电机转子上，惯性测量单元通过滑环分别向导航解算模块和电机控制器传输电信号，导航解算模块通过输入输出接口向外界传递信息，输入输出接口设置在外壳上；适用于导航与制导领域。 | ||||||
| 55 | 一种风洞小幅强迫滚转振荡机构 | CN202411791582.X | 2024-12-06 | CN119738119A | 2025-04-01 | 周家检; 周平; 张宇航; 孙玮琪; 付增良; 梁彬; 张石玉 |
| 本发明提供了一种风洞小幅强迫滚转振荡机构，包括滚转轴、滚转铰链、组合式偏心轴、电机和支杆，滚转轴转动安装在支杆的内部，滚转轴的自由端凸出支杆之外，滚转铰链的一端与滚转轴固定连接，滚转铰链的另一端与支杆的前端固定连接，风洞试验模型通过天平与滚转轴的自由端固定连接，滚转轴的驱动端通过组合式偏心轴与电机的输出轴连接，组合式偏心轴与滚转轴的偏心孔配合连接；支杆的后段与风洞支撑机构固定连接。该机构采用了电机通过组合式偏心轴驱动滚转轴的设计，通过调节组合式偏心轴的偏心距以及电机的工作频率，能够实现不同频率和振幅的强迫滚转振荡，为飞行器稳定性导数风洞试验提供技术支持。 | ||||||
| 56 | 一种飞机气动滚转力矩的修正方法 | CN202411915382.0 | 2024-12-24 | CN119692060A | 2025-03-25 | 唐朕; 肖启之; 候宗团; 张彦军; 牛孝飞; 张建叶; 徐岚玲 |
| 本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种飞机气动滚转力矩的修正方法，初始化计算参数，基于计算参数计算飞机真空速、当量速度、飞机速压，而后基于机动仿真动响应计算运动参数，基于运动参数计算全机目标气动滚转力矩；给定不平衡力矩容差量；基于全机目标滚转力矩求解不平衡力矩；对比分析不平衡力矩与不平衡力矩容差的差值大小，若不平衡力矩绝对值小于不平衡力矩容差，则计算结束。通过调整机翼部件展向各剖面的当地迎角，重构机翼展向压力分布特性，消除了飞机因压力分布特性带来的不平衡气动滚转力矩，达到载荷平衡的目的，满足了工程中的设计需求。 | ||||||
| 57 | 一种可通气自由滚转机构及标定方法 | CN202410848943.3 | 2024-06-27 | CN118583432A | 2024-09-03 | 付增良; 赵俊波; 梁彬; 周平; 周家检; 张石玉; 孙玮琪; 张宇航 |
| 本发明涉及一种可通气自由滚转机构及标定方法，该可通气自由滚转机构包括自由滚转机构、旋转缝隙调整机构、角位移测量组件、钟摆、上位机、进气管路和出气管路，可在不增加机构摩擦阻尼的条件下实现气体的非接触传输，避免了传统管路传输气体时产生的非线性干扰，有效提高了飞行器运动模拟的逼真度；并且本发明可通气自由滚转机构在提供运动自由度的同时兼顾气体非接触传输功能，可用于飞行器本体有气体控制需求的风洞虚拟飞行试验，此外本发明引入钟摆法标定自由运动机构的阻尼特性，原理清晰，操作简单，结果可量化，实用性高。 | ||||||
| 58 | 一种滚转稳定鲁棒控制方法 | CN202310959413.1 | 2023-08-01 | CN118426303A | 2024-08-02 | 王伟; 陈仕伟; 张宏岩; 王雨辰; 刘佳琪; 朱泽军; 杨婧; 陈柏霖; 于之晨; 李成洋; 李俊辉; 林德福; 王江; 王辉 |
| 本发明公开了一种滚转稳定鲁棒控制方法，包括以下步骤：设置滚转通道非线性动力学模型，以动力学模型为基础建立滚转通道二阶模型；根据滚转通道二阶模型建立观测系统，采用线性扩张状态观测器观测观测系统，获得外界扰动估计值；结合估计值设置控制器，线性化观测系统；设置最优二次控制器，基于线性化的观测系统，获得控制指令，实现飞行器滚转通道鲁棒控制。本发明公开的滚转稳定鲁棒控制方法，能够快速控制滚转角收敛于0，响应速度快，避免传统反步法带来的微分爆炸现象。 | ||||||
| 59 | 一种大型离心滚转框静力测试装置 | CN202310344626.3 | 2023-04-03 | CN116337304A | 2023-06-27 | 贠莉娜; 陈立峰; 蔡念忠; 万晟昱; 汪恺; 胡纪根; 沈伟 |
| 本发明公开了一种大型离心滚转框静力测试装置，涉及大型机械技术领域，由顶部加载组件、两组侧面支撑组件及底部支撑组件组成，先将胀紧套安装于滚转框左右两侧定子轴承座上，并将已安装好胀紧套的整体滚转框结构通过胀紧套安装于左右两侧侧面支撑组件的顶部凹槽中，通过支撑组件凹槽限制滚转框除定子轴承方向的其余方向平动自由度；再通过底部支撑组件限制滚转框前后方向的平动自由度，最后通过顶部加载组件对滚转框施加侧向试验载荷或顶部的轴向载荷，从而可以达到验证滚转框整体受力性能的目的。本发明解决了滚转框试验安装问题及加载问题，通过本发明装置，极大简化滚转框试验装配过程及装配精度问题。 | ||||||
| 60 | 导弹滚转驾驶仪仿真方法和工装 | CN202010442821.6 | 2020-05-22 | CN111473699B | 2023-06-20 | 朱伯立 |
| 本申请涉及一种导弹滚转驾驶仪仿真工装，包括支撑平台、用于为被测导弹提供驱动力矩的力矩电机、用于为被测导弹提供滚转力矩的磁粉离合器、扭矩测试仪和控制箱；支撑平台上设置有用于固定被测导弹的固定架组件，以及用于支撑被测导弹滚转的滚转组件；固定架组件包括前固定架和后固定架，前固定架和后固定架位置相对设置，分别用于支撑被测导弹的头部和尾部；力矩电机固定安装在后固定架上；磁粉离合器固定安装在前固定架上；扭矩测试仪固定安装在支撑平台上并设置在磁粉离合器旁侧，用于检测被测导弹滚转过程中受到的滚转力矩；控制箱分别与力矩电机、磁粉离合器和扭矩测试仪电连接。其有效提高了仿真试验的精度。 | ||||||
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