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公开(公告)号：CN111310277A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN201911155408.5
申请日：2020-03-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/14
Abstract: 本申请实施例中提供了一种大气数据传感系统管路传递特性建模方法、飞行器及存储介质。大气数据传感系统管路传递特性建模方法中，首先确定飞行器气压传递管路模型以及一种飞行工况下的受感器表面流场特性；根据所述管路模型和多段管路压力传递函数动力学模型建立管路压力传递函数库；最后根据压力传递特性库，通过曲线拟合方法确定二阶传递特性函数参数。本发明的大气数据传感系统管路传递特性建模方法具有较高的精度，解决了现有技术还未建立符合建模精度要求的管路传递特性建模方法的问题。
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公开(公告)号：CN105066994B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510520136.X
申请日：2015-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，步骤为：(1)采集惯性导航系统输出的导航信息；(2)根据导航信息基于选定的大气模型计算大气温度、静压、密度和声速；(3)根据导航信息及大气温度、静压、密度和声速计算真空速、马赫数、动压、攻角和侧滑角；(4)根据当前时刻惯性导航系统大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择解算初值；(5)根据解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值解算马赫数、攻角、侧滑角、静压和动压；(6)对惯性导航系统大气数据解算结果和嵌入式大气数据系统解算结果进行融合处理。本发明可以解决嵌入式大气数据系统所存在的共性问题，提高大气数据测量性能。
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公开(公告)号：CN106484957A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610829230.8
申请日：2016-09-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5009 , G06F2217/06 , G06F2217/78
Abstract: 一种重复使用运载器再入飞行制导控制性能评估系统，建模分析模块针对重复使用运载器进行建模，根据预设的任务需求，进行制导、控制性能分析，得到性能分析结果输入至评估架构构建模块；指标体系构建模块根据重复使用运载器的任务需求、飞行器对象的动力学特点，明确制导、控制性能指标体系；性能评估方法库中存储层次分析法、蒙特卡洛方法、u分析方法、非参数估计方法；评估架构构建模块根据制导、控制性能指标体系从性能分析结果中获取相应指标，根据性能指标特点及飞行任务各阶段的制导控制律，从性能评估方法库选取对应的方法确定不同性能指标的评估结果，并将所有评估结果按照飞行阶段以及各飞行阶段各指标赋权值后相加得到最终的评估结果。
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公开(公告)号：CN112306075B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202011126055.9
申请日：2020-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种高精度离轨反向迭代制导方法，包括以下步骤：(1)根据当前位置矢量rnow和标称再入速度矢量ve，计算得到待飞航程角、标称速度和标称再入速度方向矢量；(2)计算获得当前位置的积分地心距rint‑0和vint为当前位置的积分速度矢量；(3)迭代积分终点速度矢量；(4)计算获得增益速度矢量vgain＝vR‑vnow；(5)设εv为速度阈值，若|vgain|>εv，则向外输出推力方向若|vgain|≤εv，则发动机关机，离轨制导结束。
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公开(公告)号：CN112380729A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011378861.5
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种基于伞降减速的飞船返回轨道设计方法，采用本申请实施例中的飞船返回轨道设计方法，首先以美国波音公司星际飞船为研究示例，简化了飞船返回飞行程序；然后，考虑两种主要摄动因素及减速伞二次充气过程，分段建立了飞船返回飞行力学模型；最后，设计算例，通过数学仿真验证了飞船返回轨道设计方法的有效性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107862145A
公开(公告)日：2018-03-30
申请号：CN201711117156.8
申请日：2017-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5031 , G06F17/5095 , G06F2217/06
Abstract: 一种空天飞行器飞行时序与能源平衡耦合设计系统与方法，一方面首先由设计师根据飞行任务、各系统约束条件等初步编制飞行时序，并按照固定格式生成时序表，在此基础上进行各单机设备功耗需求配置，获得飞行任务阶段的总能量需求；另一方面，根据弹轨道专业提供的飞行任务阶段光照数据，计算太阳电池阵所能提供的总能量；太阳电池阵所能提供的能量、蓄电池组所能提供的能量之和与飞行任务阶段单机设备总能量需求进行比对，判断是否需要修订飞行时序。本发明可实现飞行时序快速校核和时序图快速绘制，可实现多型号多试验阶段多工作模式飞行时序管理，可实现飞行时序技术状态变化的有效管控。
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公开(公告)号：CN107832528A
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201711115306.1
申请日：2017-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095 , G06F2217/16
Abstract: 本发明公开了一种空天飞行器的三维空间可达域分析方法，根据不同的推力方式和是否有时间约束条件可分为三种情况：其一，建立机动点位置、脉冲方向不同状态组合下的基于轨道六根数的三维空间可达域模型，分析脉冲变轨下的可达域；其二，建立具有时间约束的脉冲变轨三维空间可达域模型，分析不同脉冲大小、不通脉冲方向、不同时间长度下的可达域范围；其三，建立基于改进春分点轨道根数的有限推力变轨三维空间可达域模型，分析固定时间下是否考虑燃耗约束的可达域，分析有限推力对轨道六根数的可达域。
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公开(公告)号：CN107918400B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711124072.7
申请日：2017-11-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法，针对发动机有限推力以及饱和特性，通过多项反馈补偿措施，实现任意目标姿态与任意目标位置的一体化控制，具有高效率、高任务适应性、流程简单、易于实现的优点；解决了现有在轨操作中相对位置与相对姿态控制方法重复性强、工作量大、任务适应性差等问题，并且本发明基于不依赖于发动机布局形式的自适应发动机分配方法，对不同发动机布局结果无需重新设计分配算法，有效简化设计流程；对于多通道耦合发动机布局配置的飞行器，任务适应性强。
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公开(公告)号：CN112306075A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011126055.9
申请日：2020-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种高精度离轨反向迭代制导方法，包括以下步骤：(1)根据当前位置矢量rnow和标称再入速度矢量ve，计算得到待飞航程角、标称速度和标称再入速度方向矢量；(2)计算获得当前位置的积分地心距rint‑0和vint为当前位置的积分速度矢量；(3)迭代积分终点速度矢量；(4)计算获得增益速度矢量vgain＝vR‑vnow；(5)设εv为速度阈值，若|vgain|>εv，则向外输出推力方向若|vgain|≤εv，则发动机关机，离轨制导结束。
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公开(公告)号：CN104401503B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201410572989.3
申请日：2014-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00
Abstract: 一种适用于多舵面再入飞行器的配平舵偏角确定方法，本发明基于气动数据库，将再入飞行器配平舵偏角计算问题转化非线性方程的求解问题，基于飞行器控制通道等效虚拟舵偏角概念，建立了再入飞行器关于虚拟舵偏角的非线性方程，采用泰勒展开近似得到了配平计算的线性方程组，最终通过离散牛顿迭代算法和分级配平策略实现了多舵面再入飞行器配平舵偏角的计算。本发明应用了舵面功能组合方法和分级配平策略，发明方法适于多舵面再入飞行器多通道同时进行配平计算，且可考虑舵面交联耦合影响。本发明方法是一种针对多舵面再入飞行器的快速、高精度、通用、适于多通道同时配平的计算方法，其也可应用于一般飞机和常规飞行器。
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