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公开(公告)号：CN112363524B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202011314570.X
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法，包括步骤一：建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型；步骤二：建立固定时间收敛扰动补偿观测器，对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测；步骤三：设计积分滑模控制器，在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项，同时采用双层自适应增益策略，对控制增益进行自适应调整。本发明所设计的新型固定时间收敛扰动补偿观测器可以保证观测误差在固定时间内快速收敛至零的领域内，且具有良好的噪声抑制能力，大大提高飞行器的抗干扰能力。
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公开(公告)号：CN112698569A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011331216.8
申请日：2020-11-24
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/02
Abstract: 一种再入跨域飞行器轨迹一体化设计方法，包括如下步骤：S1、通过优化确定再入飞行器的最优攻角剖面；S2、倾侧角正弦值采用二次函数形式，按照准平衡滑翔条件确定飞行器的倾侧角剖面；S3、利用飞行器的最优攻角剖面和倾侧角剖面，以期望的再入段终端条件为起点，进行弹道逆向积分，以设定的高度为结束条件，反向积分结束时的飞行器状态即为再入点状态，并记再入飞行段的时间为t1；S4、以飞行器当前状态为初始状态，以飞行器期望再入点为目标点，采用闭路制导方法规划飞行器在大气层外的飞行轨迹，并记大气层外飞行段的时间为t2；S5、调整飞行器的倾侧角剖面中的初始滑翔倾侧角σ0和规划倾侧角剖面参数σmid，即t1+t2＝td。
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公开(公告)号：CN119427308A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411642052.9
申请日：2024-11-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种月面灵巧作业机器人，属于航空航天技术领域/月球探测领域，本发明月面灵巧作业机器人包括特殊设计的移动升降系统，机械臂作业系统、导航控制系统、通信系统、能源系统和热控系统，优选采用可折展悬架支撑附加平台局部升降的方式，同时优选采用大小机械臂配合的双臂协同以及末端工具可更换的方案，既拓展了任务操作空间，满足任务操作高度要求，又节约能量，解决现有技术中尺寸和重量无法兼顾的问题；并且可适应不同任务场景，以解决现有技术中质量和作业自由度无法兼顾的问题，既满足了操作自由度，同时兼顾了任务可靠性，单臂故障情况下仍能够完成大多数任务。
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公开(公告)号：CN114688926B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202210288798.9
申请日：2022-03-22
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B35/00 , G06F18/23 , G06F18/2411
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭健康检测验证评估系统和方法，该系统包括：运载火箭健康表征及影响评估模块、健康检测和故障诊断验证评估模块和运载火箭关键系统和部件健康管理算法库模块。本发明通过构建运载火箭健康表征参数体系，开发运载火箭健康表征及影响评估模块，准确、有效和全面的表征出系统完成任务的能力；依托于新型智能算法实现健康表征、健康检测和故障诊断，开发运载火箭关键系统和部件健康管理算法库模块；通过对系统实时参数、历史数据、调试及实验过程等各个阶段收集的数据进行分析处理，搭建健康检测和故障诊断验证评估模块，具备对关键系统与部件健康管理设计和验证的能力。
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公开(公告)号：CN112558475A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011378645.0
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种基于凸优化的考虑飞行时间的再入制导方法：(1)、建立飞行器再入段动力学模型；(2)、定义一种二次函数余弦形式的倾侧角变化曲线及其控制参数；(3)、建立航向角误差走廊，对倾侧角的符号进行反转，确定倾侧角符号；(4)、建立考虑终端高度约束、终端速度约束、飞行时间约束、终端倾角约束的轨迹规划问题模型；(5)、将轨迹规划问题模型转化为非线性方程组求解问题模型；(6)、引入松弛变量和惩罚函数，将非线性方程组求解问题转化为凸优化问题模型；(7)、应用凸优化求解算法对步骤(6)的凸优化问题模型进行快速精确求解，得到二次函数余弦形式的倾侧角变化曲线及其控制参数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112520065A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011378816.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种月面电磁发射系统，包括月面电磁发射轨道和月面电磁发射航天器，在月面电磁发射轨道上，月面电磁发射轨道与月面夹角为A°，通过直线感应电机作用产生的电磁力实现对月面电磁发射航天器的加速，在月面电磁发射轨道出口位置，电磁发射航天器被加速至V0，电磁发射航天器与月面电磁发射轨道分离，分离后，无动力滑行至椭圆轨道的远月点，月面电磁发射航天器启动自身的发动机，进行轨道圆化，进入环月轨道。本发明实现了舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
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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：CN112520065B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202011378816.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种月面电磁发射系统，包括月面电磁发射轨道和月面电磁发射航天器，在月面电磁发射轨道上，月面电磁发射轨道与月面夹角为A°，通过直线感应电机作用产生的电磁力实现对月面电磁发射航天器的加速，在月面电磁发射轨道出口位置，电磁发射航天器被加速至V0，电磁发射航天器与月面电磁发射轨道分离，分离后，无动力滑行至椭圆轨道的远月点，月面电磁发射航天器启动自身的发动机，进行轨道圆化，进入环月轨道。本发明实现了舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
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公开(公告)号：CN114489096A
公开(公告)日：2022-05-13
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：CN114279272A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111493747.1
申请日：2021-12-08
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，包括：高能激光发射器、激光跟瞄与光束控制系统、激光推进飞行器；高能激光发射器通过发射高能激光，为激光推进飞行器提供推进能源；激光跟瞄与光束控制系统针对激光推进飞行器目标，依次完成探测捕获目标、高精度稳定跟踪、高精度光束瞄准、运动目标测距精密调焦，控制高能激光发射器发射的激光束方向始终沿激光推进飞行器的轴线方向，实现高质量高效率激光传输。本发明与传统化学推进运载火箭相比，具有高比冲、高效率、高可靠、低成本、可远距离传输能量等特点。
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