公开(公告)号：CN115854793B

公开(公告)日：2025-03-07

申请号：CN202211188656.1

申请日：2022-09-28

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 吴胜宝 ,  徐振亮 ,  邓思超 ,  胡冬生 ,  任宽 ,  魏唯一 ,  肖肖 ,  艾立强 ,  郜艳琴 ,  李烁

IPC: F42B10/14

Abstract: 本发明公开了一种运载器柔性变构型装置，包括机身，其特征在于，还包括：充气头锥、充气滑翔翼和若干充气装置；充气头锥置于机身的头部，充气滑翔翼置于机身靠近尾部的两侧；充气头锥包括刚性防热头锥、支撑气囊和气囊舱；通过气囊舱连接的充气装置对支撑气囊进行充气，对刚性防热头锥沿轴线方向进行支撑，实现充气头锥轴向的展开。本发明结构刚度高，展开精度高，满足高热流密度和大量级气动载荷作用下的防热和承载要求。

公开(公告)号：CN117657475A

公开(公告)日：2024-03-08

申请号：CN202311371191.8

申请日：2023-10-20

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张烽 ,  胡冬生 ,  陈海鹏 ,  汪小卫 ,  刘丙利 ,  焉宁 ,  郝宇星

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明涉及一种停泊轨道再设计的动力故障下高轨任务重规划方法，包括：在发生动力故障时进行进入停泊轨道剩余能力评估，判断运载器能否进入原停泊轨道，若能进入原停泊轨道，则进行运载器进入目标GTO轨道的剩余能力评估，若能进入目标GTO轨道，则原目标停泊轨道与目标轨道不做变化，若不能进入目标GTO轨道，则停泊轨道不做变化，将最接近原目标轨道形状的轨道作为目标轨道；若不能进入原停泊轨道，则不再设置停泊轨道，将当前轨道面内能量最大的轨道作为目标轨道；本发明实现不同推力下降条件与预定运输任务完成度的自动高效匹配，从本质上提升剩余能力评估精度，降低设计保守性，显著降低标准规划问题的非线性与变量耦合性，提升优化问题可解性。

公开(公告)号：CN114280932B

公开(公告)日：2023-11-10

申请号：CN202111530481.3

申请日：2021-12-14

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张烽 ,  张柳 ,  汪小卫 ,  吴胜宝 ,  高朝辉 ,  李扬 ,  刘丙利 ,  唐琼 ,  胡冬生 ,  王书廷 ,  张雪梅 ,  任宽 ,  童科伟 ,  刁萌

IPC: G05B13/04

Abstract: 本发明公开了考虑伺服机构动态特性的运载器位姿一体化控制方法，首先获取任务参数、运载器总体参数及执行机构配置矩阵、伺服系统动力学参数以及当前时刻运载器状态参数，在不满足入轨要求时获取当前时刻伺服系统状态参数，依次计算发动机控制推力和指令姿态角、滤波指令姿态角及角速度，后在判断姿态运动耦合矩阵不奇异时对矩阵修正，继续计算当前时刻伺服作动器指令位移、伺服作动器滤波指令位移及速度、伺服作动器液压缸指令负载压力、伺服作动器液压缸的滤波指令负载压力等，最后输出控制电压矢量和推力矢量。本发明通过系统运载器“伺服‑姿态‑位置”耦合动力学，在反步设计框架下，结合滤波设计技术，有效补偿了姿控时延对位置控制的影响。

公开(公告)号：CN107966149B

公开(公告)日：2020-04-10

申请号：CN201711157130.6

申请日：2017-11-20

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张烽 ,  刘丙利 ,  童科伟 ,  胡冬生 ,  李扬 ,  陈蓉 ,  焉宁 ,  申麟 ,  高朝辉 ,  唐庆博 ,  唐琼 ,  张柳 ,  张雪梅

IPC: G01C21/20 ,  G05B13/02

Abstract: 一种多约束自主飞行器的程序角优化设计方法，包括如下步骤：步骤一、设定对地定向时段起始时刻为T0，设定对地定向时段终止时刻和天基数传时段起始时刻均为T1，设定天基数传时段终止时刻为T2；步骤二、根据飞行器的轨道参数和发射点参数，基于本体坐标系相对于发射惯性坐标系的姿态转换矩阵，计算飞行器对地定向时段的程序角；步骤三、根据天基数传时段飞行器的天线对天基卫星的可见性，确定飞行器的天线和天基卫星，计算飞行器天基数传时段的程序角；步骤四、根据步骤二中飞行器对地定向时段的程序角和步骤三中飞行器天基数传时段的程序角进行平滑。

公开(公告)号：CN106021628B

公开(公告)日：2019-06-18

申请号：CN201510389150.0

申请日：2015-07-03

Applicant: 中国运载火箭技术研究院

Inventor： 张普卓 ,  胡冬生 ,  吴胜宝 ,  汪小卫 ,  申麟 ,  王俊峰 ,  张雪梅 ,  闫指江

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明提出了一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本发明还提出了运载火箭助推级和运载火箭垂直返回弹道设计方法。本发明提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现，所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。