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公开(公告)号：CN114089723B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202111361371.9
申请日：2021-11-17
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 本发明涉及一种单级可重复使用火箭动力测控系统，包括测控前端和测控后端，测控后端放置有后端测控设备，后端测控述设备包括主指挥控制计算机、从指挥控制计算机、监测计算机、后端交换机、测发控系统后端和测量系统后端；测控前端放置有前端测控设备，前端测控设备包括前端测控计算机、继电器组合板、电源系统、前端交换机、测发控系统前端和测量系统前端；前端测控计算机为采用CPCI架构的工业计算机；本发明提供的动力测控系统适用于单级可重复使用火箭，去掉了多级的工作站，只需要单级的工作站，加注过程的控制也由后端指挥控制计算机控制，不再设有下属的加注工作站，大幅简化了控制流程，能够实现火箭着陆后的测控工作。
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公开(公告)号：CN114036780B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202111480793.8
申请日：2021-12-06
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04
摘要： 本发明涉及一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法，包括以下步骤：S1、选取中继卫星，根据中继卫星与火箭的位置关系以及火箭姿态和天基相控阵天线在火箭上的位置关系，求出最优滚转角GAM以及天基相控阵天线指向夹角Jiajiao；S2、比较Jiajiao与天基相控阵天线波束角A0的大小关系：S3、比较出Jiajiao大于A0时，调整滚转角，调整后计算天基测控覆盖范围；S4、当天基测控覆盖范围满足要求时，则滚转角设计完成；当天基测控覆盖范围不满足要求时，则需更换中继卫星重新进行上述步骤S1至步骤S3的滚转角设计过程。本发明可避免使用STK软件调用弹道数据进行测控分析，求出最优滚转角和天基相控阵天线指向夹角，能够有效减少运算量，缩短设计周期，提高工作效率。
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公开(公告)号：CN114442534B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202210099016.7
申请日：2022-01-26
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B19/042 , G06F8/656
摘要： 本申请涉及航天航空技术领域，揭示了一种运载火箭控制系统及方法。所述系统包括地面测试发射控制系统、运载火箭箭体、传感器、中心计算机、输出控制器和执行机构，其中，所述输出控制器分别与所述地面测试发射控制系统、所述中心计算机，以及所述执行结构连接，所述运载火箭箭体分别与所述传感器和所述执行机构连接，所述传感器与所述中心计算机连接，针对所述运载火箭箭体的控制过程包括地面测试阶段、射前准备阶段以及飞行阶段。本申请实施例的技术方案具有实时性强、可靠性高、多任务处理、易扩展等优点。
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公开(公告)号：CN114967432B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202210360771.6
申请日：2022-04-07
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05B13/02
摘要： 本申请的实施例提供了一种姿态控制系统去任务化校正网络的设计方法，包括：根据目标弹道获取小扰动线性化方程系数，确定被控对象传递函数；根据被控对象设计对应的校正网络中的增益值函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第一零点函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第二零点函数，直至校正网络满足所有任务弹道为止，并将增益值函数、第一零点函数、以及第二零点函数封装为参数库。本申请可以满足不同发射任务的控制需要，不随任务而改变算法。
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公开(公告)号：CN118467447A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410579464.6
申请日：2024-05-11
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F15/16 , G06F15/163 , G06F9/38 , G06F9/50
摘要： 本申请涉及电气系统技术领域，具体而言，涉及一种箭载三模冗余计算机系统，所述计算机系统包括第一处理器、第二处理器、第三处理器、以及输出权判决电路，其中所述第一处理器、所述第二处理器、所述第三处理器之间两两连接，所述第一处理器、所述第二处理器、所述第三处理器均连接于所述输出权判决电路。本申请提供的计算机系统可以通过输出权判决电路确定唯一一个具备输出权的处理器进行数据输出，同时通过校验各个处理器的数据检测各个处理器是否出现故障，再通过输出权判决电路及时更换具备输出权的处理器，保证计算机系统的正常运行，从而提高箭载冗余计算机系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN118467446A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410578767.6
申请日：2024-05-11
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G06F15/16 , G06F15/163 , G06F9/38 , G06F9/50
摘要： 本申请涉及运载火箭箭载计算机技术领域，具体而言，涉及一种箭载三模冗余计算机系统的控制方法，所述方法包括：在三模冗余架构计算机系统下，获取并记录所述每个目标处理器的输出权状态信号和数据校验信号，生成所述目标处理器对应的输出权表决信号；根据每个目标处理器输出的输出权表决信号，通过输出权表决电路从各个处理器中确定一个具备所述通信总线输出权的输出处理器，通过所述有权的处理器输出数据，本申请提供的三模冗余计算机系统的控制方法合理，通过各处理器关键数据的实时相互校验，屏蔽系统故障，提高了运载火箭核心计算机可靠性，消除单点问题，通过简单、巧妙的软硬件设计，实现了安全、可靠的三模冗余输出权切换策略。
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公开(公告)号：CN116045746B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202310110020.3
申请日：2023-02-09
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本申请涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种可重复使用演示验证火箭的紧急关机控制方法，所述方法包括：对所述火箭进行至少一项参数检测；如果任意一项参数检测满足对应预设条件，则控制所述火箭的发动机切换至关闭状态。本申请提供的技术方案可以针对火箭进行多维度检测，判断火箭的实时飞行状态，如果实时飞行状态出现异常，可以及时采取控制措施，准确判断演示验证火箭在试验过程中的飞行风险，进而做出合理的控制措施，保证对地面设备及实验人员的生命财产安全。
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公开(公告)号：CN118387289A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410484359.4
申请日：2024-04-22
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请公开了一种展开和回收的支腿结构及使用方法，属于航空航天设备领域，支腿结构包括：缸头套筒，设有展开进气孔、第一注气腔、第一环形槽；中间套筒，连接并轴套配合于缸头套筒，形成第一套筒环形腔，设有套筒连通孔、第二注气腔、第二环形槽；尾部套筒，连接并轴套配合于中间套筒，形成第二套筒环形腔，设有回收进气孔、回收连通孔、第三注气腔；锁定结构，支腿结构展开锁定。使用方法包括向回收进气孔注入气体，使锁定结构从第二环形槽中脱离，尾部套筒插入中间套筒呈回收状态；继续注入气体，中间套筒插入缸头套筒呈回收状态。本申请能够在短时间内快速完成展开并锁定，在特定条件下也能够快速收拢缩回，从而能够稳定地快速展开和回收。
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公开(公告)号：CN118293785A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410589067.7
申请日：2024-05-13
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G01B7/16
摘要： 本申请涉及结构应变测算技术领域，具体而言，涉及一种结构应变的测算方法、装置、介质和电子设备，所述方法包括：获取各个应变传感器的电阻值数据，所述应变传感器设置于待测算结构的至少一个预设位置；基于各个电阻值数据、各个应变传感器的电阻应变系数和结构尺寸，计算各个应变传感器的偏转角度和弯曲曲率；根据各个偏转角度、各个弯曲曲率和各个结构尺寸，确定各个预设位置的实时结构变化数据，进行所述待测算结构的三维形态重构，生成所述待测算结构对应的实时虚拟三维结构；根据所述实时虚拟三维结构，实时测算所述待测算结构至少一个预设位置的结构应变。本申请提供的技术方案能够针对火箭高载荷处进行结构应变测算。
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公开(公告)号：CN115562314B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202211278058.3
申请日：2022-10-19
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： G05D1/49 , G05D109/28
摘要： 本发明公开了一种运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备，所述方法包括：获得用于控制火箭子级姿态的攻角指令αc(t)；将攻角指令αc(t)与火箭实际攻角α相减，求取第一控制偏差Δα；对所述第一控制偏差Δα按照滤波算法进行滤波；其中，所述滤波算法用于对所述第一控制偏差Δα中的火箭弹性干扰信号进行滤波；对滤波后的所述第一控制偏差Δα按照设计的校正网络进行计算，获取控制机构的控制指令δ；利用控制指令δ对火箭子级的攻角进行姿态控制。
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