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公开(公告)号：CN110844124A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN107966992A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711158159.6
申请日：2018-01-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 马婷婷 , 韩鹏鑫 , 郭金花 , 闻悦 , 李鑫 , 郑平军 , 吴莉莉 , 黄世勇 , 王飞 , 王宁宇 , 张广春 , 蔡巧言 , 朱永贵 , 张旭辉 , 张化照 , 邵秋虎 , 赵大海 , 刘岱 , 何朔 , 海尔瀚
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种重复使用运载器控制重构方法和系统，其中，所述方法，包括：对传感器的输出信息进行实时监测和解析；根据所述传感器的输出信息的解析结果，选择与所述解析结果相匹配的控制策略；根据选择的控制策略，对所述重复使用运载器的控制系统进行自适应重构。通过本发明实现了在整个飞行任务过程中对重复使用运载器控制系统的自适应重构。
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公开(公告)号：CN106444498A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610849673.3
申请日：2016-09-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B19/042
CPC classification number: G05B19/0423 , G05B2219/25257
Abstract: CPU板卡可插拔式替换的飞控计算机，属于航空航天飞行控制技术领域。针对飞控计算机处理能力分档实现的工程需求，通过插板式硬件结构、模块化封装、无导线设计，实现了同一机箱上进行不同处理性能CPU的板卡式替换、快速启动和掉电保护功能，并且不同处理能力CPU板卡下仿真试验的所有软件调试和设备维护均在同一环境下操作，无需更改硬件配置和软件环境。与现有飞控计算机方案相比，本发明在保证对制导控制技术进行实时仿真验证的前提下，有效地降低了硬件设备研制开发的成本和系统性能升级的代价，解决了飞控计算机模块化更新、系列化升级和低成本性能拓展的难题，极大地提升了半实物仿真验证的效率。
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公开(公告)号：CN104567545B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410599589.1
申请日：2014-10-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41G3/10
Abstract: 本发明提供一种RLV大气层内主动段的制导方法，包括：S1，按飞行高度将RLV的飞行轨道的上升段分为飞行前段和飞行后段；S2，飞行前段采用开环制导，飞行后段采用闭环制导；S3，在飞行后段的闭环制导过程中，采取对高度和/或弹道倾角的补偿方案。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明按飞行高度将上升段分为两段，分别采取开环制导和闭环制导，既有效避免稠密大气层内的强干扰因素降低闭环制导鲁棒性的问题，又保证了制导高精度要求，兼顾了制导算法的鲁棒性和高精度。(2)该方案对箭载计算机存储量和在线计算量要求小，通过插值和简单计算即可得到制导指令，可靠性高，保证了工程可实现性。
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公开(公告)号：CN105205281A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510658028.9
申请日：2015-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105115518A
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201510450991.8
申请日：2015-07-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
CPC classification number: G01C25/005 , G01C21/165
Abstract: 本发明公开了一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法，步骤如下：确定飞行器直线运动距离；飞行器沿直线运动，计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角；飞行器沿与步骤二中飞行器航向不变，速度相反的运动方运动，计算惯性导航系统与飞行器纵轴航向之间的偏角β；计算惯性导航系统与GPS双天线之间的航向偏角。本发明实现了在外场且惯性导航系统与GPS双天线均完成安装状态下对误差角的标定。
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公开(公告)号：CN103486905B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201310403444.5
申请日：2013-09-06
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41G3/00
Abstract: 一种再入飞行器末制导交班条件确定方法，（1）生成预置交班点信息；（2）对步骤（1）中生成的预置交班点信息进行修正，并生成预置交班点误差球；（3）设计随时间变化的制导增益；（4）确定按照时间排序的指令平滑时间系数序列；（5）确定交班逻辑；当完全满足交班逻辑时，导引头末制导启动；（6）再入飞行器中制导飞行过程中，采用步骤（3）确定的随时间变化的制导增益进行中制导，并实时判断是否同时满足步骤（5）中确定的交班逻辑，当满足交班逻辑时，启动导引头末制导，并按顺序从步骤（4）中确定的指令平滑时间系数序列中取值，利用该系数对中制导指令和末制导指令进行平滑处理，并利用平滑处理后的指令进行制导，达到预设的时间后转入单纯的导引头末制导。
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公开(公告)号：CN114397072B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202111284804.5
申请日：2021-11-01
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 郭爱民 , 肖凯 , 尹进 , 苏玲 , 王月 , 姚宇地 , 刘赛 , 刘维玮 , 唐青春 , 徐方舟 , 陈飞 , 张化照 , 蔡巧言 , 王飞 , 李晓乐 , 崔占东 , 吴迪 , 王金昌 , 曹魏
Abstract: 本发明提供了一种结构静力试验和热强度试验的现场损伤评估方法，包括：根据静力试验或热强度试验的预试验或使用载荷试验阶段中应变、位移和力传感器的结果，得到响应参量‑载荷百分数曲线和广义刚度数据；基于广义刚度数据设定线性段起始点判据，并确定响应参量‑载荷百分数曲线的线性段起始点；在静力试验或热强度试验设计载荷试验阶段，以确定的线性段起始点为起点，重新确定广义刚度数据；根据重新确定后的广义刚度数据，给出静力试验和热强度试验结构损伤预警判据，结合广义刚度相位‑载荷百分数曲线形态定位损伤源；根据重新确定后的广义刚度数据，给出热强度试验结构加载保护判据，进而判断加载部位附近结构的失稳或损伤。
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公开(公告)号：CN113933033B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110988288.8
申请日：2021-08-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 田晓旸 , 袁园 , 宋国莲 , 陈亮 , 李小艳 , 张晓帆 , 张斌 , 李波 , 孙健 , 张广春 , 蔡巧言 , 张化照 , 王飞 , 郑平军 , 张涛 , 朱长军 , 曹魏
Abstract: 本发明提出了一种防热裙地面试验系统及方法，系统包括支架平台、发动机喷管试验模拟件、发动机喷管试验模拟件连接段、发动机喷管模拟件角度调整机构组件、体襟翼支耳模拟件、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件、后舱尾端面模拟件、发动机外伸板组件。本发明解决了防火裙同时适应发动机及体襟翼联合摆动工况的设计难题。创新提出发动机外伸板组件设计，改善喷管连接口与防热裙间距离，降低进入火焰烧蚀风险。既能满足控制专业需求也能满足防热功能。本项目成果适用于各类小型航天器和导弹武器等，属轻小型航天技术领域。
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公开(公告)号：CN109472060B
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN201811210051.1
申请日：2018-10-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/006 , G06N3/126 , G06F111/10 , G06F111/04
Abstract: 一种面向组件的飞行器总体双循环优化方法及系统，包括(1)初始化：确定外循环优化的群智能优化算法的初始条件；(2)进行外循环优化；(3)从外循环优化中选择最优解进入内循环优化；(4)初始化：确定内循环优化的群智能优化算法的初始条件；(5)进行内循环优化；(6)从内循环优化中选择最优解进入内循环优化目标函数值队列；(7)输出本次优化的最优解。本发明解决了基于组件化模块化思想的飞行器总体优化问题，相比于传统优化方法，通过内外循环双层优化，飞行器快速选型的基础上，进一步提高飞行器总体性能，实现了内外循环并行执行，提高了飞行器设计效率。
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