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公开(公告)号：CN114721261B
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202210247585.1
申请日：2022-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括：S1，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；S2，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；S3，将S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸约束，得到凸形式的轨迹优化模型；S4，将S3中凸形式的轨迹优化模型进行离散化处理；S5，对S3中的线性化动力学方程添加动力学松弛变量；S6，设计信赖域约束限制参考轨迹的变化范围；S7，确定初始迭代参考轨迹；S8，求解离散凸化模型；S9，重复S8迭代求解使轨迹收敛到最优轨迹，完成一个制导周期采样点的轨迹优化；S10，利用轨迹优化结果更新最优指令，并直接用作制导信号，最终完成火箭子级姿态翻转着陆在线制导。
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公开(公告)号：CN114721261A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210247585.1
申请日：2022-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提供了一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括：S1，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；S2，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；S3，将S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸约束，得到凸形式的轨迹优化模型；S4，将S3中凸形式的轨迹优化模型进行离散化处理；S5，对S3中的线性化动力学方程添加动力学松弛变量；S6，设计信赖域约束限制参考轨迹的变化范围；S7，确定初始迭代参考轨迹；S8，求解离散凸化模型；S9，重复S8迭代求解使轨迹收敛到最优轨迹，完成一个制导周期采样点的轨迹优化；S10，利用轨迹优化结果更新最优指令，并直接用作制导信号，最终完成火箭子级姿态翻转着陆在线制导。
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公开(公告)号：CN109297356B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201811303364.1
申请日：2018-11-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭电磁发射系统和方法，该系统包括：脉冲发电机电源，用于接收电磁发射系统所需的电能并储存，以及，在脉冲发电机电源释放储存的电能时，通过整流电路和逆变电路对释放的电能进行整流处理，输出工作电流；悬浮直线感应电机，用于接收脉冲发电机电源输出的工作电流，对工作电流进行电能转换，向运载火箭提供发射时所需的初始动能；吸引型轨道控制器，用于在检测到悬浮直线感应电机的母线电压突变时，根据预置功率补偿控制策略，抑制母线电压突变，以确保运载火箭分离过程中悬浮直线感应电机的稳态运行。本发明通过电‑磁之间的能量转换为运载火箭的发射提供初始飞行速度，提高了运载火箭发射效率，降低了发射成本。
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公开(公告)号：CN107977008B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201711155358.1
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。本发明解决了运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。
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公开(公告)号：CN109297356A
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201811303364.1
申请日：2018-11-02
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭电磁发射系统和方法，该系统包括：脉冲发电机电源，用于接收电磁发射系统所需的电能并储存，以及，在脉冲发电机电源释放储存的电能时，通过整流电路和逆变电路对释放的电能进行整流处理，输出工作电流；悬浮直线感应电机，用于接收脉冲发电机电源输出的工作电流，对工作电流进行电能转换，向运载火箭提供发射时所需的初始动能；吸引型轨道控制器，用于在检测到悬浮直线感应电机的母线电压突变时，根据预置功率补偿控制策略，抑制母线电压突变，以确保运载火箭分离过程中悬浮直线感应电机的稳态运行。本发明通过电-磁之间的能量转换为运载火箭的发射提供初始飞行速度，提高了运载火箭发射效率，降低了发射成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106021628A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201510389150.0
申请日：2015-07-03
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
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。
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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：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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