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公开(公告)号：CN106484969B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610847855.7
申请日：2016-09-23
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： Y02T90/50
摘要： 一种大包线强机动飞行器动力学高精度仿真方法，属于飞行器动力学与控制领域。该方法首先建立了大包线强机动飞行器的刚体弹性耦合动力学高阶模型，建模过程仅考虑小幅线性振动假设，充分考虑了飞行器大包线强机动飞行过程中显著且快时变的气动力和力矩、发动机推力和力矩、重力、姿态强机动、气动舵快速运动与结构弹性振动之间的相互耦合影响，模型包含了全面的高阶非线性项，刚体运动与弹性振动之间的耦合影响项、姿态机动和气动舵快速运动对弹性振动和姿态的影响项。因此，该高阶模型能够真实反映大包线强机动飞行器真实状态，利用该高阶模型进行仿真分析，可以用于验证飞行器设计的合理性，验证结果较传统模型更准确可靠。
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公开(公告)号：CN106484969A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610847855.7
申请日：2016-09-23
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： Y02T90/50 , G06F17/5009 , G06F17/5095
摘要： 一种大包线强机动飞行器动力学高精度仿真方法，属于飞行器动力学与控制领域。该方法首先建立了大包线强机动飞行器的刚体弹性耦合动力学高阶模型，建模过程仅考虑小幅线性振动假设，充分考虑了飞行器大包线强机动飞行过程中显著且快时变的气动力和力矩、发动机推力和力矩、重力、姿态强机动、气动舵快速运动与结构弹性振动之间的相互耦合影响，模型包含了全面的高阶非线性项，刚体运动与弹性振动之间的耦合影响项、姿态机动和气动舵快速运动对弹性振动和姿态的影响项。因此，该高阶模型能够真实反映大包线强机动飞行器真实状态，利用该高阶模型进行仿真分析，可以用于验证飞行器设计的合理性，验证结果较传统模型更准确可靠。
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公开(公告)号：CN113933033B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202110988288.8
申请日：2021-08-26
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提出了一种防热裙地面试验系统及方法，系统包括支架平台、发动机喷管试验模拟件、发动机喷管试验模拟件连接段、发动机喷管模拟件角度调整机构组件、体襟翼支耳模拟件、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件、后舱尾端面模拟件、发动机外伸板组件。本发明解决了防火裙同时适应发动机及体襟翼联合摆动工况的设计难题。创新提出发动机外伸板组件设计，改善喷管连接口与防热裙间距离，降低进入火焰烧蚀风险。既能满足控制专业需求也能满足防热功能。本项目成果适用于各类小型航天器和导弹武器等，属轻小型航天技术领域。
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公开(公告)号：CN110844124B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201911092661.0
申请日：2019-11-11
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本申请实施例中提供了可重复使用运载器起落架控制系统及控制方法，可重复使用运载器起落架控制系统包括，起落架判断单元根据起落架下到位传感器的开关常开端信号和常闭端信号进行与运算直接确定整个运载器起落架放下状态是否正常，相比现有技术通过对每一个起落架系统的传感器进行采集，分别对每一个起落架进行一次起落架下到位状态判断，最后综合每一个起落架的判断结果判断整个运载器起落架放下状态，本申请大大缩短了控制系统中对起落架状态的判断时间，保证了整个起落架放下任务的时间要求。
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公开(公告)号：CN104567545A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201410599589.1
申请日：2014-10-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F41G3/10
摘要： 本发明提供一种RLV大气层内主动段的制导方法，包括：S1，按飞行高度将RLV的飞行轨道的上升段分为飞行前段和飞行后段；S2，飞行前段采用开环制导，飞行后段采用闭环制导；S3，在飞行后段的闭环制导过程中，采取对高度和/或弹道倾角的补偿方案。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明按飞行高度将上升段分为两段，分别采取开环制导和闭环制导，既有效避免稠密大气层内的强干扰因素降低闭环制导鲁棒性的问题，又保证了制导高精度要求，兼顾了制导算法的鲁棒性和高精度。(2)该方案对箭载计算机存储量和在线计算量要求小，通过插值和简单计算即可得到制导指令，可靠性高，保证了工程可实现性。
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公开(公告)号：CN111017265B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201911197686.7
申请日：2019-11-29
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 一种运载器能量管理段FADS故障判断与控制方法，包括以下步骤：获取风干扰下大气数据测量数据以及惯性测量数据；分析所述大气数据测量数据和所述惯性测量数据的特性差异；根据飞行剖面高度、速度、航向、风速以及风向的散布规律建立所述大气数据测量数据的安全边界的数学表征；根据大气数据测量数据安全边界对大气测量数据的覆盖程度，判断大气测量信息是否在安全边界范围，当大气测量信息不在安全边界范围时判断大气数据传感系统故障；当大气数据传感系统故障时根据关键状态边界保护进行纵向控制或根据侧滑角边界保护进行滚转控制。在无动力返回过程中FADS故障或无大气数据测量信息的情况下，仍能对运载器实行安全可靠控制，保证了航天器安全着陆。
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公开(公告)号：CN110920862A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911169568.5
申请日：2019-11-26
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本申请实施例涉及航空航天技术领域，具体地，涉及一种飞行器及其体襟翼。用于飞行器的体襟翼包括板状本体，所述板状本体的一侧边设置有开口。上述体襟翼能够通过设置在板状本体上的开口减小所受的喷流干扰，从而改善飞行器在发动机工作时的俯仰配平特性。
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公开(公告)号：CN104656632B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201410637947.3
申请日：2014-11-06
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 飞行器半物理仿真试验的集成接口测试系统及检测方法，针对飞行器半物理仿真系统中的多种总线接口类型，采用集中测试和管理的方法，利用一套硬件中间件和一套测试软件统一进行信号激励、采集和分析，通过较少的试验次数对飞控机、舵机、RCS电磁阀等试验对象与外部仿真设备之间的所有通讯链路进行验证，实现了对不同总线接口类型的集中控制和分布处理，能够降低试验系统中各设备和试件之间的耦合度，快速定位系统级、综合性的通讯故障，可以明显提高半物理仿真试验系统的开发和检测效率。
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公开(公告)号：CN105045273A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510494803.1
申请日：2015-08-12
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明涉及一种双通道变质心飞行器，包括头部、中段和尾段，其特征在于：所述中段舱体内设有双通道变质心装置，所述双通道变质心装置包括有效载荷，所述有效载荷分为两组，其中一组有效载荷可沿本体坐标系X轴往复运动，另一组有效载荷可沿本体坐标系Z轴往复运动，实现飞行器质心在本体坐标系X轴和本体坐标系Z轴上的变化，本发明不需要空气舵和反作用姿态控制发动机，首次采用纯变质心控制的方式实现飞行器俯仰和滚转通道的控制，进而实现飞行器的大攻角、大倾侧角飞行，应用于通用再入飞行器等多种飞行器，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN104331084A
公开(公告)日：2015-02-04
申请号：CN201410521393.0
申请日：2014-09-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，该方法根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和攻角偏差取值范围，确定出极限偏差集合，然后在该集合内，确定滚转力系数、偏航力系数、俯仰力系数和相对于标称质心的气动力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数表达式，再通过以上的偏差取值和函数表达式计算相对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数关系式，在副翼舵偏为0且设定马赫数和攻角条件下，建立方程组并求解得到舵偏、侧滑角的解，并根据该解确定舵偏的取值范围，该方法可以准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算误差小。
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