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公开(公告)号：CN116522466A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202211430927.X
申请日：2022-11-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , F42B15/01 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F111/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种适应低升阻比火箭末级预测‑校正再入制导方法，包括得到无量纲化再入动力学方程；设置再入飞行约束条件；确定再入返回标称攻角剖面和倾侧角幅值的参数化模型；确定侧向横程边界；确定初始下降段的常值倾侧角；根据滑翔段倾侧角预测‑校正制导方法确定滑翔段倾侧角幅值模型；对滑翔段倾侧角幅值模型施加过程约束；对滑翔段末段通过攻角预测‑校正方法，提升飞行终端制导精度；在每个制导周期根据当前飞行状态按照上述预测‑校正制导方法更新攻角和倾侧角指令实现整个制导回路的闭环。本发明能够更好地适应低升阻比火箭末级再入制导，提升再入终端高度和速度的制导精度。
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公开(公告)号：CN116499318A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202211074703.X
申请日：2022-08-31
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F42B15/01
摘要： 一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置，包括以下步骤及相应模块：(1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置相关参数；(2)若当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，则控制过程结束；否则进入步骤(3)；(3)获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；(4)计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；(5)计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；(6)输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制，然后返回步骤(2)。
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公开(公告)号：CN115828416A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211429923.X
申请日：2022-11-15
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括：以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，确定动力上升段弹道，并通过动力上升段弹道优化得到满足该终端约束下的最大有效载荷质量；设置无动力返回段飞行约束条件；根据飞行约束条件得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界；根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程Smax；判断全程弹道的最远航程Smax与目标航程Starget是否满足0≤Smax‑Starget≤ε，若满足则根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道，得到具有最大运载能力的全程弹道；若不满足则修改交接班条件，迭代优化全程弹道。本发明能得到最大运载能力的最优全程弹道。
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公开(公告)号：CN112520065B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202011378816.X
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种月面电磁发射系统，包括月面电磁发射轨道和月面电磁发射航天器，在月面电磁发射轨道上，月面电磁发射轨道与月面夹角为A°，通过直线感应电机作用产生的电磁力实现对月面电磁发射航天器的加速，在月面电磁发射轨道出口位置，电磁发射航天器被加速至V0，电磁发射航天器与月面电磁发射轨道分离，分离后，无动力滑行至椭圆轨道的远月点，月面电磁发射航天器启动自身的发动机，进行轨道圆化，进入环月轨道。本发明实现了舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
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公开(公告)号：CN114489096A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111532039.4
申请日：2021-12-14
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05D1/08
摘要： 本发明公开了基于空间多机械臂驱动的航天器位姿一体化鲁棒控制方法，首先依次计算初始时刻的系统动量和整个控制过程的期望关节运动序列，判断机械臂运动是否会发生连杆间碰撞，机械臂运动是否会发生臂杆间碰撞以及机械臂运动是否会碰撞航天器本体，后计算得到当前时刻的机械臂指令关节角加速度矢量，最后计算当前时刻的机械臂关节力矩，根据当前时刻的机械臂关节力矩实施对机械臂的控制。充分利用多机械臂运动蕴含的设计自由度，结合线段分解、面分割和包络球等技术实现机械臂运动的避障设计，并在控制设计中引入双曲正切函数，实现系统不确定性的干扰抑制，确保航天器位姿误差收敛的同时，兼顾控制回路的鲁棒性能。
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公开(公告)号：CN114280932A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111530481.3
申请日：2021-12-14
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G05B13/04
摘要： 本发明公开了考虑伺服机构动态特性的运载器位姿一体化控制方法，首先获取任务参数、运载器总体参数及执行机构配置矩阵、伺服系统动力学参数以及当前时刻运载器状态参数，在不满足入轨要求时获取当前时刻伺服系统状态参数，依次计算发动机控制推力和指令姿态角、滤波指令姿态角及角速度，后在判断姿态运动耦合矩阵不奇异时对矩阵修正，继续计算当前时刻伺服作动器指令位移、伺服作动器滤波指令位移及速度、伺服作动器液压缸指令负载压力、伺服作动器液压缸的滤波指令负载压力等，最后输出控制电压矢量和推力矢量。本发明通过系统运载器“伺服‑姿态‑位置”耦合动力学，在反步设计框架下，结合滤波设计技术，有效补偿了姿控时延对位置控制的影响。
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公开(公告)号：CN114279272A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111493747.1
申请日：2021-12-08
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明一种可用于微小载荷发射的组合模式激光推进系统，包括：高能激光发射器、激光跟瞄与光束控制系统、激光推进飞行器；高能激光发射器通过发射高能激光，为激光推进飞行器提供推进能源；激光跟瞄与光束控制系统针对激光推进飞行器目标，依次完成探测捕获目标、高精度稳定跟踪、高精度光束瞄准、运动目标测距精密调焦，控制高能激光发射器发射的激光束方向始终沿激光推进飞行器的轴线方向，实现高质量高效率激光传输。本发明与传统化学推进运载火箭相比，具有高比冲、高效率、高可靠、低成本、可远距离传输能量等特点。
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公开(公告)号：CN112459924A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011241908.3
申请日：2020-11-09
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种适用于吸气烧蚀组合模式的激光推力器及方法，包括：整流罩、环形喷管和抛物形反射镜；其中，所述环形喷管的上部入口与所述整流罩相连接，所述环形喷管的内壁面与抛物形反射镜相连接；所述抛物形反射镜将激光源射来的脉冲激光束聚焦在环形喷管的管壁，形成环状点火线，将空气或水变成不透明的高温高压等离子体，形成爆轰波；爆轰波与环形喷管的管壁作用时产生推力推动光船前进；整流罩保护有效载荷并有效地减小大气飞行中的空气阻力；同时作为外部压缩入口，将气流的动能转化为势能，为激光推力器提供一定流量的空气工质。本发明具有比冲高、燃料消耗少、发射成本低的特点。
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公开(公告)号：CN112520065A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011378816.X
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种月面电磁发射系统，包括月面电磁发射轨道和月面电磁发射航天器，在月面电磁发射轨道上，月面电磁发射轨道与月面夹角为A°，通过直线感应电机作用产生的电磁力实现对月面电磁发射航天器的加速，在月面电磁发射轨道出口位置，电磁发射航天器被加速至V0，电磁发射航天器与月面电磁发射轨道分离，分离后，无动力滑行至椭圆轨道的远月点，月面电磁发射航天器启动自身的发动机，进行轨道圆化，进入环月轨道。本发明实现了舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
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公开(公告)号：CN107977008A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711155358.1
申请日：2017-11-20
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。本发明解决了运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。
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