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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：CN117108570A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311093717.0
申请日：2023-08-29
IPC分类号： F15B11/08 , F41F3/04 , F15B13/02 , F15B21/041 , F15B15/28
摘要： 本发明公开了一种用于发射塔架快速后倒的液压控制系统，属于液压控制技术领域，包括：射台、发射塔架、液压缸、供油模块和控制模块；其中，发射塔架与发射台铰接；液压缸一端与发射塔架铰接，另一端与发射台铰接；液压缸配置成依靠其伸缩控制发射塔架相对于发射台的倾角；供油模块供给液压油和并收集回流的液压油；控制模块配置成控制液压缸的伸缩；控制模块包括设置于回油路上的通断阀；通断阀配置成依靠发射塔架对其压紧或松开来控制开闭。本发明能够实现发射塔架的快速后倒，有效减少火箭在点火起飞过程中碰撞到发射塔架的可能性，保证火箭发射任务的完成。
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公开(公告)号：CN219691649U
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202321404717.3
申请日：2023-06-05
摘要： 本实用新型公开了一种伺服机构自锁装置，属于飞行器姿态控制领域，包括驱动机构、作动机构、作动支耳、锁紧销和电磁铁组件；所述作动机构包括用于传动的传动丝杠；所述传动丝杠一端与所述驱动机构传动连接，在所述驱动机构的带动下转动；所述传动丝杠另一端与所述作动支耳旋转连接；所述传动丝杠上设置有与所述锁紧销相配合的锁紧槽；所述锁紧销配置成在所述电磁铁组件产生的电磁力作用下，伸入或伸出所述锁紧槽内。本实用新型能够有效的解决火箭在运输时伺服机构的锁紧问题，有效避免伺服机构作动器及火箭发动机在水平运输过程中的损害。
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公开(公告)号：CN117108570B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202311093717.0
申请日：2023-08-29
IPC分类号： F15B11/08 , F41F3/04 , F15B13/02 , F15B21/041 , F15B15/28
摘要： 本发明公开了一种用于发射塔架快速后倒的液压控制系统，属于液压控制技术领域，包括：射台、发射塔架、液压缸、供油模块和控制模块；其中，发射塔架与发射台铰接；液压缸一端与发射塔架铰接，另一端与发射台铰接；液压缸配置成依靠其伸缩控制发射塔架相对于发射台的倾角；供油模块供给液压油和并收集回流的液压油；控制模块配置成控制液压缸的伸缩；控制模块包括设置于回油路上的通断阀；通断阀配置成依靠发射塔架对其压紧或松开来控制开闭。本发明能够实现发射塔架的快速后倒，有效减少火箭在点火起飞过程中碰撞到发射塔架的可能性，保证火箭发射任务的完成。
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公开(公告)号：CN117932967B
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410255032.X
申请日：2024-03-06
IPC分类号： G06F30/20
摘要： 本发明提供一种基于虚实耦合的仿真方法、装置及存储介质，其中，所述方法包括：获取至少一个预设待仿真设备的参数信息；根据所述参数信息，确定至少一个所述预设待仿真设备中每一个预设待仿真设备的至少一种仿真模型，至少一种所述仿真模型中的每一种仿真模型均对应有标准的输入接口和输出接口；确定所述预设待仿真设备的至少一种仿真模型中的目标仿真模型；根据预设仿真引擎调用所述目标仿真模型，对与所述目标仿真模型对应的输入变量进行查询运算处理或逻辑运算处理，并获得仿真运算结果。本发明提供的方案可以实现不同模式的仿真模型的自由切换，实现数字模型与实务设备的解耦。
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公开(公告)号：CN117932967A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410255032.X
申请日：2024-03-06
IPC分类号： G06F30/20
摘要： 本发明提供一种基于虚实耦合的仿真方法、装置及存储介质，其中，所述方法包括：获取至少一个预设待仿真设备的参数信息；根据所述参数信息，确定至少一个所述预设待仿真设备中每一个预设待仿真设备的至少一种仿真模型，至少一种所述仿真模型中的每一种仿真模型均对应有标准的输入接口和输出接口；确定所述预设待仿真设备的至少一种仿真模型中的目标仿真模型；根据预设仿真引擎调用所述目标仿真模型，对与所述目标仿真模型对应的输入变量进行查询运算处理或逻辑运算处理，并获得仿真运算结果。本发明提供的方案可以实现不同模式的仿真模型的自由切换，实现数字模型与实务设备的解耦。
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公开(公告)号：CN117973076B
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410306266.2
申请日：2024-03-18
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/18
摘要： 本发明提供一种基于虚实耦合的仿真系统及方法，其中，仿真系统包括：预设待仿真设备，预设待仿真设备包括：待仿真的实物设备以及待仿真的虚拟设备；与预设待仿真设备通信连接的仿真机，仿真机用于获取预设待仿真设备的参数信息，并根据参数信息确定所述预设待仿真设备对应的至少一种仿真模型；与仿真机通信连接的预设仿真信息处理单元、预设仿真引擎，预设仿真信息处理单元或预设仿真引擎用于调用至少一种所述仿真模型，对与仿真模型对应的输入变量，对预设待仿真设备进行仿真运算，并获得仿真运算结果。本发明提供的方案可以实现仿真模型与实物设备之间的灵活配置与切换，实现仿真系统与待仿真设备的完全解耦，进而提高仿真的准确性。
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公开(公告)号：CN118391976A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410672134.1
申请日：2024-05-28
摘要： 本发明公开了一种三级半固液混合火箭、发射流程及飞行弹道，属于运载火箭领域，三级半固液混合火箭包括动力系统、箭体结构系统和航电系统；箭体结构系统包括结构部段、捆绑机构、分离装置和推进剂贮箱；分离装置和推进剂贮箱均设置于结构部段内部；结构部段包括一个整流罩、一个芯一子级、一个芯二子级、一个芯三子级和四个助推级；助推级通过捆绑机构与芯一子级固定连接；动力系统包括采用固体火箭发动机的助推发动机、芯一级发动机、芯二级发动机、芯三级发动机和采用液体火箭发动机的助推发动机。本发明的三级半固液混合火箭能够实现快速响应的同时具有较高的运载能力。
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