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公开(公告)号：CN110844124B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN105205281B
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201510658028.9
申请日：2015-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
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公开(公告)号：CN110850888A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092553.3
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本申请实施例中提供了一种无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质。采用本申请实施例中的无尾布局飞行器横向控制方法通过判断飞行器在任务过程中的稳定性，通过增稳控制增强飞行器不稳定状态下的稳定性使飞行器达到稳定状态；其次进行阻尼控制和滚转控制，实现无尾布局飞行器的横向控制，解决了副翼偏航操纵耦合带来的飞行器不稳定性及不易操控性问题。
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公开(公告)号：CN118518102A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410514115.6
申请日：2024-04-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/20
Abstract: 一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法，属于飞行器轨迹设计与制导技术领域。本发明提出了一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法。基于飞行器动力学模型，选取对飞行轨迹器推力、阻力系数、升力系数和大气密度等轨迹敏感参数，考虑不同偏差组合情况，离线完成各偏差情况下的最优飞行轨迹库设计。建立各轨迹敏感参数偏差辨识模型，采取轨迹敏感参数偏差在线辨识方法，基于飞行过程中敏感器测量数据，实现各参数的在线偏差辨识。基于轨迹敏感参数偏差情况，从轨迹库中选取对应飞行轨迹，完成飞行轨迹在线规划。通过该方法，可以增强飞行器对偏差的适应能力，提高飞行任务目标实现精度，提升飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN118092153A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311838190.X
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出了一种基于参数辨识的飞行轨迹在线规划方法。基于飞行器动力学模型，选取对飞行轨迹器推力、阻力系数、升力系数和大气密度等轨迹敏感参数，考虑不同偏差组合情况，离线完成各偏差情况下的最优飞行轨迹库设计。建立各轨迹敏感参数偏差辨识模型，采取轨迹敏感参数偏差在线辨识方法，基于飞行过程中敏感器测量数据，实现各参数的在线偏差辨识。基于轨迹敏感参数偏差情况，从轨迹库中选取对应飞行轨迹，完成飞行轨迹在线规划。通过该方法，可以增强飞行器对偏差的适应能力，提高飞行任务目标实现精度，提升飞行器总体性能，具有鲁棒性强、方法清晰、可操作性强等优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112364438A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202011314627.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于模板的飞行器多学科协同系统及方法，该系统包括飞行器设计任务模板初始化模块、飞行器设计任务模板导入模块、飞行器设计任务管理模块和飞行器设计任务导出模块，利用飞行器设计模板，实现飞行器总体多学科协同，快速完成飞行器总体设计，提高了飞行器总体多任务节点的协作效率，填补现有技术的不足；本发明解决了基于消息和模板的飞行器多学科协同问题，相比于传统方法，该模板作为飞行器总体设计总表格，详细并精准记录了飞行器设计信息和数据，基于消息的协同机制，显著提高了飞行器总体多学科协作效。
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公开(公告)号：CN110844124A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN105045273B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201510494803.1
申请日：2015-08-12
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种双通道变质心飞行器，包括头部、中段和尾段，其特征在于：所述中段舱体内设有双通道变质心装置，所述双通道变质心装置包括有效载荷，所述有效载荷分为两组，其中一组有效载荷可沿本体坐标系X轴往复运动，另一组有效载荷可沿本体坐标系Z轴往复运动，实现飞行器质心在本体坐标系X轴和本体坐标系Z轴上的变化，本发明不需要空气舵和反作用姿态控制发动机，首次采用纯变质心控制的方式实现飞行器俯仰和滚转通道的控制，进而实现飞行器的大攻角、大倾侧角飞行，应用于通用再入飞行器等多种飞行器，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN105205281A
公开(公告)日：2015-12-30
申请号：CN201510658028.9
申请日：2015-10-13
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种再入弹道防热一体化设计方法，利用工程算法、数值仿真和风洞试验数据获得了各参数范围内飞行器各典型部位的热流数据，构建了热流数据库；同时计算得到了各参数范围内飞行器各典型部位能承受的最大热载与飞行时间之间的对应关系，构建了热载数据库，在实际进行再入弹道设计过程中，利用热流数据库和热载数据库对再入弹道进行约束，实现了飞行器各典型部位不同热环境条件、不同热结构形式在再入弹道计算过程中的多专业同步分析，最大程度上满足了面对称飞行器再入弹道设计的需求。
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公开(公告)号：CN119249600A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411262940.8
申请日：2024-09-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种组合动力吸气模态飞行包络设计及轨迹优化方法，所述优化方法，包括如下步骤：获取飞行轨迹设计输入条件；基于任务要求分析吸气动力发动机工作包线、飞行过载、动压飞行轨迹设计约束；解算满足个约束条件的上攻角剖面αup(t)，得到飞行包络在高度‑速度剖面中的上边界；解算满足个约束条件的下攻角剖面αdown(t)，得到飞行包络在高度‑速度剖面中的下边界；在高度‑速度剖面上下边界内确定飞行轨迹，即满足吸气动力飞行器轨迹多约束设计条件。
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