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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：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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公开(公告)号：CN104401503A
公开(公告)日：2015-03-11
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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公开(公告)号：CN112364542B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011270015.1
申请日：2020-11-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/23
Abstract: 一种多自由度太阳电池阵模态特性数据确定方法，基于展开零位太阳电池阵结构、机构方案、质量特性，建立零位状态太阳电池阵的有限元模型；将零位状态太阳电池阵的有限元模型的所有节点通过分成固定部分节点组和转动部分节点组；将绕A轴转角范围按照▽a分为M个参数，将绕B轴转角范围按照▽β分为N个参数；将转动部分节点组进行坐标变换，共得到M×N种状态下的太阳电池阵有限元模型；通过有限元方法获取太阳电池阵所有有限元节点的质量矩阵；针对M×N组状态下太阳电池阵有限元模型，进行模态分析，提取模态频率、模态振型、坐标矩阵、对质心的惯性惯量矩阵；求取转动耦合系数，采用惯量完备性原则验证模态截断的合理性。
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公开(公告)号：CN112380729B
公开(公告)日：2022-09-02
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：CN112364432A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011126054.4
申请日：2020-10-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F111/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明提出了一种载机挂飞投放分离过程控制方法，首先获取飞行器总体参数和投放分离参数作为设计数据，计算保持分离姿态稳定所需要的控制舵偏角度、起控时间初值，计算确定分离过程姿态角指令值，然后通过分离动态轨迹仿真计算对控制舵偏角度、起控时间初值进行校验后，即可按照经典控制方法设计姿态角控制律，形成投放分离控制方案，最后通过蒙特卡洛仿真对方案有效性进行检验。本发明与现有技术相比的优点在于在分离控制设计中，针对现有面对称性飞行器分离过程载机气动干扰，增加了初始舵面偏角，有效解决了带有翼面的飞行器投放分离安全问题，同时在分离过程增加了最快分离姿态角指令，大大减小了与载机碰撞的风险，提高投放分离安全性。
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公开(公告)号：CN107918400A
公开(公告)日：2018-04-17
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
CPC classification number: G05D1/101
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：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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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：CN106484967A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610844701.2
申请日：2016-09-22
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009
Abstract: 本发明涉及一种基于蒙特卡洛打靶的舵机功率计算方法，该方法针对飞行器单条或多条打靶仿真轨迹，得到飞行器舵机的功率随时间变化曲线，根据所述变化曲线获得飞行器舵机峰值功率、飞行器舵机最大峰值功率持续时间、飞行器舵机触地前峰值功率最短间隔时间、飞行器舵机峰值功率区间个数、飞行器舵机常值功率和飞行器舵机平均功率，该方法通过获得飞行器舵机功率相关指标，得到伺服系统在全任务周期中准确的功耗需求情况，为电源系统的设计提供可靠的设计输入。
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