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公开(公告)号：CN117675121A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311578715.0
申请日：2023-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 王报华 , 张金刚 , 徐林丰 , 张宏德 , 王岩 , 唐新丰 , 吴佳奕 , 张普卓 , 宫长辉 , 王昕 , 张露文 , 戚睿雅 , 张翔 , 董文泰 , 魏来 , 王铮 , 殷笑尘 , 郝现伟 , 吴燕茹 , 刘彪 , 张雯雯 , 张磊 , 冯玉志 , 周天熠 , 李硕 , 罗兴科 , 黄鸿嘉
Abstract: 本发明公开了一种基于TTE总线的遥测系统，包括主数据综合设备、备数据综合设备、交换机1、交换机2、交换机3、交换机4、数据采编设备1、数据采编设备2，各设备通过超五类网线相互连接共同构成TTE总线网络；遥测发射机接收主数据综合设备、备数据综合设备的两路冗余遥测PCM有线信号。TTE总线网络具有无主通信网络特点，采用TDMA时分复用方式，各个设备在各自的时隙单元内完成数据传输。基于TTE总线的遥测系统采用TTE总线网络架构、基于TTE总线的遥测数据综合技术及遥测PCM数据流冗余传输技术，实现了遥测系统的高速数据传输及高可靠系统设计。
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公开(公告)号：CN115454020A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211002789.5
申请日：2022-08-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种适应伺服机构卡滞故障的运载火箭指令重构控制方法，属于运载火箭容错控制领域，解决了伺服卡滞故障情况下的指令分配问题。控制包括：通过伪逆法分配控制指令；判断伪逆法分配的控制指令是否达到饱和值，若未达到饱和值，则将该控制指令作为最终控制指令，若饱和则采用内点法按如下方式重新分配控制指令：确定可行域中的一个内点作为迭代初值；不考虑约束条件，利用梯度法求解控制指令；判断解是否满足收敛条件，如果不满足则以当前内点为初值，重新利用梯度法求解控制指令，直到获得满足收敛条件的解，该解即作为最终控制指令。
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公开(公告)号：CN107092725B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710188869.7
申请日：2017-03-27
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法，首先为为运载器建立六自由度动力学模型，然后进行闭环仿真，获得动力学参数，建立运载器分布载荷剪力计算模型、弯矩计算模型、轴力计算模型，分别计算运载器每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力。然后复核运载器载荷满足情况，若满足则设计结束，若不满足则优化闭环仿真输入，重新获得动力学参数，计算每个站点下截面剪力、下截面弯矩以及每个站点截面轴力，直到运载器载荷满足要求。本发明能够真实反映火箭在飞行过程中的运载器各个部段所受的载荷，对复核载荷设计的完备性和设计余量具有重大意义。
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公开(公告)号：CN109489690A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811409422.9
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张普卓 , 陈彬 , 刘建忠 , 李聃 , 胡炜 , 张亦朴 , 余光学 , 程兴 , 陈宇 , 杨云飞 , 赵永志 , 邓舞燕 , 刘洋 , 徐倩 , 张涛 , 李凰立 , 何兆伟 , 魏远明 , 徐庆红 , 张博俊 , 朱平平 , 黄亮 , 陈思思
Abstract: 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法，(1)根据优化后的三子样等效旋转矢量法，建立高动态姿态解算方程；(2)根据步骤(1)建立的高动态姿态解算方程，建立助推返回段的速度位置导航解算模型；(3)建立MEMS惯性器件的误差模型，根据步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型和助推再入实测数据，对MEMS惯性器件的误差进行辨识，得到修正后的MEMS惯性器件输出结果；(4)将步骤(3)修正后的MEMS惯性器件输出结果代入步骤(2)的助推返回段的速度位置导航解算模型，实现助推再入过程的导航定位解算。该算法具有解算精度高、计算周期短、适应大姿态机动等优点，可为助推器再入段提供准确的导航位置信息。
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公开(公告)号：CN119511700A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411503905.0
申请日：2024-10-25
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭超低频弹性自适应容错姿态稳定控制方法及系统，属于运载火箭总体设计、运载火箭动力学与控制领域，本发明首次提出一种双中心频率自适应滤波器，可以同时并行辨识两阶弹性模态频率，彻底避免了频率交叉问题，对于处理全箭二三阶弹性模态自适应抑制问题具有较好应用效果；此外，不同于以往串联陷波滤波思路，本发明提出一种基于加性补偿思想的弹性抑制策略，在原有控制回路的基础上增加一路补偿信号，可以通过限幅等手段控制该回路对原控制系统方案的影响，在安全性和稳定性具备较好的应用基础，具备较好的工程应用前景，并且对天地设计差异和故障下箭体动力学特性变化具备较好的容错适应能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119354544A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411137282.X
申请日：2024-08-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G01M15/00 , G06N3/0442 , G06N3/0464
Abstract: 本发明提供了一种适用于大风区的运载火箭发动机故障诊断方法，包括：根据运载火箭的飞行状态，采用深度神经网络对其受到的高空风进行估计；根据估计的高空风信息，采用深度神经网络对火箭故障诊断时刻受到的高空风进行预报；根据预报的高空风信息，估计高空风影响下运载火箭的飞行状态量变化；将高空风影响下运载火箭的飞行状态量变化作为补偿值，得到不含高空风影响的飞行状态变化；将不含高空风影响的飞行状态变化作为诊断因素，采用深度神经网络进行发动机故障诊断。本发明对高空风影响下运载火箭飞行状态偏差进行估计，解决了现有技术中难以估计高空风对火箭飞行的影响、故障诊断系统中难以考虑高空风作用的问题。
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公开(公告)号：CN115265292A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211146730.3
申请日：2022-09-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Inventor： 赵永志 , 宋征宇 , 肖耘 , 吴义田 , 徐珊姝 , 陈晓飞 , 袁赫 , 刘银 , 李静琳 , 张普卓 , 杜昊昱 , 余光学 , 朱海洋 , 王紫扬 , 邓舞燕 , 袁晗 , 张荣升
IPC: F42B15/00 , F42B15/01 , G06F17/16 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，包括获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；计算时间时刻的发射数据、高空风数据以及发射系到箭体系的转换矩阵，地心系到发射系的转换矩阵，当地水平系到地心系的转换矩阵；计算时刻的单位风矢量在发射系的投影；计算时间序列对应的滚动程序角理论值序列；对滚动程序角理论值序列进行数值拟合得到工程化的滚动程序角装订值序列；计算滚动程序角装订值序列的一阶差分得到滚动程序角速率序列；将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上；具有实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的目的，适用于运载火箭领域。
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公开(公告)号：CN109491266B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
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公开(公告)号：CN106354901B
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201610663882.9
申请日：2016-08-12
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭质量特性及动力学关键参数在线辨识方法，该方法基于六自由度飞行动力学方程和未知参数动态方程，通过构造增广状态方程实现对状态和参数的同时估计，从而可同时获得需要辨识的参数向量及状态向量，这种方法最大的优势在于可以根据输出量对未知参数进行估计，在系统发生变化时，可以准确获得质量特性及动力学关键参数的估计结果，可为运载火箭控制参数在线优化调整奠定关键的技术基础；同时该辨识方法可以实现在线状态和参数同时估计，对降低火箭系统偏差设计的保守性和提高火箭对故障状态的适应性具有重大意义，可为未来火箭设计提供有益的参考。
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公开(公告)号：CN109491266A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811436253.8
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。
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