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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
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。
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公开(公告)号：CN114489096B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202111532039.4
申请日：2021-12-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了基于空间多机械臂驱动的航天器位姿一体化鲁棒控制方法，首先依次计算初始时刻的系统动量和整个控制过程的期望关节运动序列，判断机械臂运动是否会发生连杆间碰撞，机械臂运动是否会发生臂杆间碰撞以及机械臂运动是否会碰撞航天器本体，后计算得到当前时刻的机械臂指令关节角加速度矢量，最后计算当前时刻的机械臂关节力矩，根据当前时刻的机械臂关节力矩实施对机械臂的控制。充分利用多机械臂运动蕴含的设计自由度，结合线段分解、面分割和包络球等技术实现机械臂运动的避障设计，并在控制设计中引入双曲正切函数，实现系统不确定性的干扰抑制，确保航天器位姿误差收敛的同时，兼顾控制回路的鲁棒性能。
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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
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。
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公开(公告)号：CN115629615A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211203604.7
申请日：2022-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种空间超大规模绳系的双向非均匀释放展开控制方法，通过空间超大规模绳系系统实现，包括上端飞行器、下端飞行器、同步轨道站、上端绳系、下端绳系，空间超大规模绳系系统中，上端绳系、下端绳系用于连接上端飞行器、同步轨道站及下端飞行器、同步轨道站，两端绳系分别沿同步轨道站的上端和下端两个方向在上端飞行器和下端飞行器的牵引作用下展开，同时，依靠上端飞行器、同步轨道站和下端飞行器的共同控制作用，保证全部绳系的稳定释放展开。
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公开(公告)号：CN117521515A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311587011.X
申请日：2023-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/27 , G06F17/18 , G06F119/02
Abstract: 本发明基于贝叶斯先验信息的运载器系统概率评估方法，包括：1)根据运载器飞行过程，构建GERT网络模型；2)根据GERT网络模型中单元的连接结构，获得GERT网络模型的等价传递函数WE；3)根据GERT网络模型的等价传递函数WE(s)，获得运载器的寿命E(tE)；4)利用运载器的寿命E(tE)，对GERT网络模型进行仿真，得到寿命仿真数据样本，从而得到运载器可靠性先验分布；5)采用贝叶斯理论，利用寿命仿真数据样本和运载器可靠性先验分布，求解运载器可靠性后验分布。本发明解决了系统研制过程中试验数据小子样特性所引起的评估成本高、时间长等问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115629615B
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202211203604.7
申请日：2022-09-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/49
Abstract: 一种空间超大规模绳系的双向非均匀释放展开控制方法，通过空间超大规模绳系系统实现，包括上端飞行器、下端飞行器、同步轨道站、上端绳系、下端绳系，空间超大规模绳系系统中，上端绳系、下端绳系用于连接上端飞行器、同步轨道站及下端飞行器、同步轨道站，两端绳系分别沿同步轨道站的上端和下端两个方向在上端飞行器和下端飞行器的牵引作用下展开，同时，依靠上端飞行器、同步轨道站和下端飞行器的共同控制作用，保证全部绳系的稳定释放展开。
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公开(公告)号：CN119578281A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411610715.9
申请日：2024-11-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及高速飞行器气动力－热－结构多场耦合智能预测方法，属于高速飞行器设计技术领域；根据飞行器飞行轨迹，抽取用于计算气动力和气动热状态的样本参数；对飞行器进行建模，模拟计算获取气动力和气动热数据集；计算沿轨迹的飞行器温度场；对气动力数据集进行训练，获得气动力预测模型；计算飞行器模型的结构应力位移场数据；在气动力数据集、飞行器温度场、飞行器模型的结构应力位移场数据中，提取关注的飞行器特征点相应数据，获得特征点数据集；对特征点数据集进行训练，得到精确的预测结果；本发明对模拟仿真的气动力－热－结构耦合数据进行人工智能算法离线学习建模后，实现输入飞行轨迹，快速预测输出飞行器特征点数据沿飞行轨迹变化的数据。
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公开(公告)号：CN116522466A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202211430927.X
申请日：2022-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , F42B15/01 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F111/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种适应低升阻比火箭末级预测‑校正再入制导方法，包括得到无量纲化再入动力学方程；设置再入飞行约束条件；确定再入返回标称攻角剖面和倾侧角幅值的参数化模型；确定侧向横程边界；确定初始下降段的常值倾侧角；根据滑翔段倾侧角预测‑校正制导方法确定滑翔段倾侧角幅值模型；对滑翔段倾侧角幅值模型施加过程约束；对滑翔段末段通过攻角预测‑校正方法，提升飞行终端制导精度；在每个制导周期根据当前飞行状态按照上述预测‑校正制导方法更新攻角和倾侧角指令实现整个制导回路的闭环。本发明能够更好地适应低升阻比火箭末级再入制导，提升再入终端高度和速度的制导精度。
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公开(公告)号：CN116499318A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202211074703.X
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B15/01
Abstract: 一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置，包括以下步骤及相应模块：(1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置相关参数；(2)若当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，则控制过程结束；否则进入步骤(3)；(3)获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；(4)计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；(5)计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；(6)输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制，然后返回步骤(2)。
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公开(公告)号：CN115828416A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211429923.X
申请日：2022-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括：以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，确定动力上升段弹道，并通过动力上升段弹道优化得到满足该终端约束下的最大有效载荷质量；设置无动力返回段飞行约束条件；根据飞行约束条件得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界；根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程Smax；判断全程弹道的最远航程Smax与目标航程Starget是否满足0≤Smax‑Starget≤ε，若满足则根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道，得到具有最大运载能力的全程弹道；若不满足则修改交接班条件，迭代优化全程弹道。本发明能得到最大运载能力的最优全程弹道。
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