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公开(公告)号：CN116859981B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311132508.2
申请日：2023-09-05
申请人： 东方空间技术(山东)有限公司
摘要： 本发明提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备，涉及运载火箭姿态控制技术领域，所述方法包括：构建运载火箭的调姿动力学模型；根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。本发明在姿态调整过程中既能保证系统性能最优，又能保证姿态平稳变化并且在给定区间内稳定至平衡状态。
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公开(公告)号：CN116257942A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310545103.5
申请日：2023-05-16
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种火箭仿真模型的确定方法及装置，涉及垂直回收火箭建模仿真领域。所述火箭仿真模型的确定方法，包括：获取预设语言模型库中的至少一个基础模型库组件；根据所述至少一个基础模型库组件，构建火箭仿真模型中的至少一个专用模型库；根据所述至少一个专用模型库，构建火箭仿真模型的至少一个子系统模型；根据所述预设语言，对所述至少一个子系统模型进行仿真处理，得到目标火箭仿真模型。本发明的方案通过预设语言构建火箭仿真模型的所有子系统模型，提高了火箭仿真模型的仿真效率和仿真结果的可靠性与准确性，同时降低了模型构建成本。
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公开(公告)号：CN115559831B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211545560.6
申请日：2022-12-05
IPC分类号： F02K9/84
摘要： 本发明提供一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法，所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，包括：控制驱动器、与所述控制驱动器电连接的至少一个伺服作动器；所述控制驱动器用于获取目标预偏角；至少一个所述伺服作动器与柔性喷管连接，所述控制驱动器根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。本发明的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，能够根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值，实时调整所述柔性喷管的预偏角。
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公开(公告)号：CN117553631B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202310146509.6
申请日：2023-02-22
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 本发明提供一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法、装置及设备，方法包括：获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；根据实时姿态信号，判断运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在判断结果表示运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行；装置包括获取模块和处理模块，可执行运载火箭助推飞行段的姿态控制方法；设备包括计算设备和计算机可读存储介质，在运行时执行运载火箭助推飞行段的姿态控制方法；本发明的方案提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN117555227B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202310656707.7
申请日：2023-06-05
申请人： 东方空间技术(山东)有限公司
IPC分类号： G05B13/02
摘要： 本发明公开了一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质，属于控制技术领域，对进入飞行状态下的火箭进行干扰角度估算，并将估算得出的干扰角作为新的状态变量导入含有扩张状态观测器的控制系统，判断火箭在当前飞行状态的控制能力需求，进而判断当前级发动机分离和对后一级发动机点火时机。本发明能够对运载火箭的飞行状态进行准确判断，有效确定当前级发动机分离和后一级发动机点火的时机，保证火箭的飞行精度和最终的入轨精度。
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公开(公告)号：CN116400723A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310666357.2
申请日：2023-06-07
申请人： 东方空间技术(山东)有限公司
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了一种运载火箭减载控制方法、计算设备及存储介质，属于航天飞行器控制技术领域，包括在控制系统中加入扩张段状态观测器，利用惯性测量器件测得的信号，经过控制网络计算，得出伺服机构或舵面的摆动角度，从而改变火箭飞行姿态，达到对减载的目的。本发明的运载火箭减载控制方法，能够对大风区的飞行攻角进行补偿，进行主动减载，提高运载能力。
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公开(公告)号：CN116185058B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310429817.X
申请日：2023-04-21
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机，涉及火箭固体助推器姿态控制技术领域，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。本发明可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳。
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公开(公告)号：CN116243622A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310499414.2
申请日：2023-05-06
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本申请提供一种半物理仿真系统及其仿真测试方法，所述系统包括：个人计算机、待测设备及与待测设备匹配的通用仿真接入设备；通用仿真接入设备包括光纤反射内存接口和多种外围接口，外围接口的种类与待测设备的接口需求匹配；个人计算机中包括实时仿真引擎和仿真模型软件，实时仿真引擎软件用于运行仿真模型软件并将仿真模型软件和待测设备的输入输出数据进行实时闭环集成，实现半物理仿真测试；个人计算机与通用仿真接入设备基于光纤反射内存网进行数据通信，通过通用仿真接入设备集成接口，降低了系统成本及开发流程复杂度，提高了测试效率及系统灵活性、扩展性；通过光纤反射内存网保证数据传输实时性，降低了现场布线的复杂性和距离要求。
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公开(公告)号：CN116185058A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310429817.X
申请日：2023-04-21
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机，涉及火箭固体助推器姿态控制技术领域，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。本发明可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳。
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公开(公告)号：CN118618638A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410693421.0
申请日：2024-05-31
IPC分类号： B64G1/62
摘要： 本发明公开了一种海上回收运载火箭的方法，属于航天器回收技术领域，包括火箭一级进入分离程序后与火箭上面级分离，并在重力作用下向下运动；火箭一级下降至预设高度后减速，进入箭体入水准备状态，打开尾端浮囊；火箭一级持续向下运动，利用尾端浮囊进行入水缓冲并溅落至水中；火箭一级持续向下进入海水中，在尾端浮囊的浮力作用下减速，火箭一级在自重作用下倾倒，倾倒过程中打开前端浮囊；倾倒完成后，火箭一级在前端浮囊和尾端浮囊的浮力作用下处于横躺状态并漂浮在海面上；利用船只将火箭一级拖回港口完成海上回收。本发明降低了对火箭着陆精度的要求，减少了技术难度和成本，提高了火箭回收的可靠性，具有较高的社会和经济价值。
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