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公开(公告)号：CN113176787A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110448732.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法，属于再入返回着陆飞行器动力下降制导技术领域；步骤一、对飞行器气动减速段的飞行速度进行判别；当飞行速度低于速度门限A，进入步骤二；步骤二、采用软着陆轨迹规划方程组预测落点位置[ry(tf),rz(tf)]；步骤三、根据预测的落点位置，实时计算航程预测值Spredicted和航程期望值Sdesired；步骤四、当航程预测值Spredicted小于航程期望值Sdesired时，按气动减速段继续飞行；当航程预测值Spredicted大于等于航程期望值Sdesired时，进入步骤五；步骤五、建立在线轨迹规划模型，求出最优解，完成在线规划；本发明能够有效避免不合理的初始触发条件，从而提高返回着陆在线轨迹规划技术的可靠性，进一步提高返回着陆的安全性与成功率。
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公开(公告)号：CN116627105A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310451431.9
申请日：2023-04-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭伺服机构卡死故障诊断方法，包括根据摆角信息计算摆角偏差；根据摆角偏差确定伺服摆角伸缩标志；根据伺服摆角伸缩标志判断伺服机构摆角是否异常；如果伺服机构摆角正常，则认为伺服机构未发生卡死故障；如果伺服机构摆角异常，则进一步判断箭体姿态角偏差是否异常；如果箭体姿态角偏差正常，则认为伺服机构未发生卡死故障；如果箭体姿态角偏差异常，则认为伺服机构发生卡死故障。发明能够实现快速诊断伺服机构卡死故障，进一步实现了摆角重构，达到故障条件下运载火箭稳定控制、可靠性高的效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112881020A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110267614.6
申请日：2021-03-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明涉及一种涡喷发动机动态性能垂直测试平台及测试方法，属于涡喷发动机测试设备领域；包括底板、主体承力框架、个转向轮、个调平撑杆、直线导轨、导轨滑块、限位块、发动机安装架、双向测力传感器和测力传感器安装座；转向轮和调平撑杆周向均匀设置在底板的底部；主体承力框架竖直固定安装在底板上表面；直线导轨竖直安装在主体承力框架的侧壁上；导轨滑块与直线导轨滑动配合；发动机安装架固定安装在导轨滑块的一侧；限位块设置在直线导轨的底端；测力传感器安装座水平安装在主体承力框架顶端侧壁处；双向测力传感器设置在测力传感器安装座与发动机安装架之间；本发明通过简单结构，可以满足涡喷发动机垂直点火启动、垂直测试要求。
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公开(公告)号：CN113176787B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110448732.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法，属于再入返回着陆飞行器动力下降制导技术领域；步骤一、对飞行器气动减速段的飞行速度进行判别；当飞行速度低于速度门限A，进入步骤二；步骤二、采用软着陆轨迹规划方程组预测落点位置[ry(tf),rz(tf)]；步骤三、根据预测的落点位置，实时计算航程预测值Spredicted和航程期望值Sdesired；步骤四、当航程预测值Spredicted小于航程期望值Sdesired时，按气动减速段继续飞行；当航程预测值Spredicted大于等于航程期望值Sdesired时，进入步骤五；步骤五、建立在线轨迹规划模型，求出最优解，完成在线规划；本发明能够有效避免不合理的初始触发条件，从而提高返回着陆在线轨迹规划技术的可靠性，进一步提高返回着陆的安全性与成功率。
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公开(公告)号：CN112249369B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202011041995.8
申请日：2020-09-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。
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公开(公告)号：CN117334104A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311119674.9
申请日：2023-08-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于涡喷动力的垂直起降GNC技术验证平台，旨在验证可重复使用火箭在垂直返回过程中的GNC技术：发动机大范围推力调节技术、动态轨迹优化技术、多约束组合制导技术、垂直返回高精度控制技术、高精度组合导航技术等。验证平台主要包括：结构系统、动力系统、控制系统。动力系统采用涡喷发动机，用于提供推力和控制力，通过执行机构来调节控制力的大小；结构系统主要用于保证平台的整体有效性，承受各类内力和外力；控制系统主要用于完成平台的导航、制导和控制的实现，保证平台的稳定性和目标性。该平台可用于考察垂直返回GNC技术的可行性、可靠性和工程实用性。
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公开(公告)号：CN112249369A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011041995.8
申请日：2020-09-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。
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