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公开(公告)号：CN112364432B
公开(公告)日：2023-12-12
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：CN107933958A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711076776.1
申请日：2017-11-06
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，步骤为：(1)、初步设计空天飞行器总体方案；(2)、获取空天飞行器气动布局对应的气动特性数据，确定焦点位置；(3)、以质心相对位置为优化变量，以质心位置和焦点位置之差小于预设门限为约束条件，建立飞行器总体性能优化模型，确定当前气动布局下的最优质心位置；(4)、如果最优质心位置可达，则进入步骤(5)，否则，调整气动布局，更新飞行器总体方案，改变焦点位置和最优质心位置相对位置关系，使最优质心位置可达；(5)、根据确定的质心位置和焦点位置，计算纵向静稳定度。本发明可解决与纵向静稳定度相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN105066994B
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201510520136.X
申请日：2015-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，步骤为：(1)采集惯性导航系统输出的导航信息；(2)根据导航信息基于选定的大气模型计算大气温度、静压、密度和声速；(3)根据导航信息及大气温度、静压、密度和声速计算真空速、马赫数、动压、攻角和侧滑角；(4)根据当前时刻惯性导航系统大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择解算初值；(5)根据解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值解算马赫数、攻角、侧滑角、静压和动压；(6)对惯性导航系统大气数据解算结果和嵌入式大气数据系统解算结果进行融合处理。本发明可以解决嵌入式大气数据系统所存在的共性问题，提高大气数据测量性能。
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公开(公告)号：CN106484957A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610829230.8
申请日：2016-09-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50 , G06F17/5009 , G06F2217/06 , G06F2217/78
Abstract: 一种重复使用运载器再入飞行制导控制性能评估系统，建模分析模块针对重复使用运载器进行建模，根据预设的任务需求，进行制导、控制性能分析，得到性能分析结果输入至评估架构构建模块；指标体系构建模块根据重复使用运载器的任务需求、飞行器对象的动力学特点，明确制导、控制性能指标体系；性能评估方法库中存储层次分析法、蒙特卡洛方法、u分析方法、非参数估计方法；评估架构构建模块根据制导、控制性能指标体系从性能分析结果中获取相应指标，根据性能指标特点及飞行任务各阶段的制导控制律，从性能评估方法库选取对应的方法确定不同性能指标的评估结果，并将所有评估结果按照飞行阶段以及各飞行阶段各指标赋权值后相加得到最终的评估结果。
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公开(公告)号：CN113955139A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111271939.8
申请日：2021-10-29
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 顾春辉 , 李丹圆 , 李晓乐 , 朴忠杰 , 谢泽兵 , 郑宏涛 , 刘敏华 , 许健 , 唐青春 , 张帆 , 吴迪 , 程锋 , 姚纳新 , 陈飞 , 徐喆 , 王金昌 , 王锦锋 , 张庆利 , 张鑫桥 , 李昊男
IPC: B64F1/04
Abstract: 本发明提供了一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，结构包括推力线左调整支座、主推力支座、推力线上调整支座、推力线右调整支座、推力线转接接头、火箭助推销锥座、和三套具有长度可调节功能的螺纹调整连杆组件；推力线调整杆支座和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接，火箭助推销锥座的后端通过推力线转接接头与主推力支座连接，前端通过三套螺纹调整连杆组件分别与推力线左调整杆支座、推力线上调整支座和推力线右调整支座连接。通过推力线调整支座、主推力支座、推力线转接接头及螺纹调整连杆组件的设计，能够在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107944691B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201711156418.1
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 黄辉 , 李洪波 , 王涛 , 魏向旺 , 李宇飞 , 张琦 , 谢泽兵 , 刘敏华 , 沈波 , 王欣 , 李元元 , 李航 , 席福彪 , 胡超 , 王立强 , 岳志勇 , 张帆 , 秦芬
IPC: G06F16/245 , G06Q10/06
Abstract: 一种空间态势评估综合分析系统，包括数据库建立单元、指标库、评估模型单元、可视化交互单元；数据库建立单元接收空间态势特征事件数据，得到包含数据库表单和标签库的空间态势特征事件数据库；指标库根据待分析的评估对象的空间活动任务确定空间活动任务的评估指标；可视化交互单元，将待分析的空间态势特征事件数据输入至数据库，对指标库中的每一条指标进行分解得到关键词，根据关键词以及所有待评估对象从空间态势特征事件数据库中搜索，得到每个评估对象的与关键词有关的空间态势特征事件，根据每条指标的具体要求，确定每个评估对象对应的每条指标的指标值并将指标值存储在指标库中；评估模型单元中从指标库中提取所有指标及指标值，利用预先存储评估方法进行计算，得到每个评估对象的评估结果，并发送至可视化交互单元，由可视化交互单元对评估结果进行展示。
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公开(公告)号：CN111824463A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN202010678435.7
申请日：2020-07-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/54
Abstract: 本发明提出了一种适用于高价值空间平台的自主防护系统，包括目标探测分系统、中央处理分系统和防护分系统；目标探测分系统实现对空间威胁目标的精确探测，向中央处理分系统发送空间威胁目标信息；中央处理分系统根据空间威胁目标信息和监测过载信息，向防护分系统发送指令；防护分系统根据中央处理分系统发送的指令实现对空间威胁目标的拦截或干扰。本发明实现空间危险目标的近距精确探测、迅速准确拦截防护，同时，在防护任务完成后，充气防护结构可折叠回收，解决防护结构可能对空间平台主任务形成干扰，且需长期应对空间辐射等问题，具备重复使用功能。
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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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公开(公告)号：CN103591968A
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201310533476.7
申请日：2013-10-31
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C25/00
Abstract: 一种基于可见光目标模拟器的真实目标景象模拟系统，包括图像仿真机和可见光目标模拟器，其中图像仿真机包括：数据通信模块、数据转换模块、图像仿真模块；可见光目标模拟器包括：DMD驱动控制系统、DMD显示系统、投影光学系统和通光量控制系统。本发明具有仿真影像动态输出并提高仿真真实度的优点。
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公开(公告)号：CN106484957B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610829230.8
申请日：2016-09-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 一种重复使用运载器再入飞行制导控制性能评估系统，建模分析模块针对重复使用运载器进行建模，根据预设的任务需求，进行制导、控制性能分析，得到性能分析结果输入至评估架构构建模块；指标体系构建模块根据重复使用运载器的任务需求、飞行器对象的动力学特点，明确制导、控制性能指标体系；性能评估方法库中存储层次分析法、蒙特卡洛方法、u分析方法、非参数估计方法；评估架构构建模块根据制导、控制性能指标体系从性能分析结果中获取相应指标，根据性能指标特点及飞行任务各阶段的制导控制律，从性能评估方法库选取对应的方法确定不同性能指标的评估结果，并将所有评估结果按照飞行阶段以及各飞行阶段各指标赋权值后相加得到最终的评估结果。
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