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公开(公告)号：CN112416012B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202011378884.6
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，初始上升段，采用开环制导的方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动；动力爬升段，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动；初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法实施运载器姿态控制；初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定的偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。本发明可有效降低气动舵铰链力矩。
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公开(公告)号：CN112416012A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011378884.6
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，初始上升段，采用开环制导的方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动；动力爬升段，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动；初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法实施运载器姿态控制；初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定的偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。本发明可有效降低气动舵铰链力矩。
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公开(公告)号：CN112319861A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011157238.7
申请日：2020-10-26
申请人： 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 一种用于水平起降航天运载器质心控制的贮箱布局方法，实现水平起飞航天运载器贮箱布局与推进剂消耗可控、可按需设计，解决此类航天运载器水平起飞、飞行过程中配平难度大的问题。通过采用此方法，实现飞行器质心落入控制期望的位置区间，从而降低抬头起飞难度，降低飞行中控制配平难度，本方法适合水平起飞的火箭发动机运载器，及各种组合动力运载器。
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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：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：CN112526268B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202011378826.3
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种多兼容性简易舵机加载测试工装及试验方法，所述测试工装包括台架、舵机安装支座、心轴、固定支座、加载弹簧；舵机的固定端与舵机安装支座的支耳用销轴连接，舵机的出杆端与心轴采用销轴连接，使得舵机呈准二立杆约束状态，且能够沿轴向正反两向运动；两组加载弹簧套装在心轴上并通过两端的固定支座限位；两个固定支座安装在台架上，通过调整固定支座的位置保证试验前舵机处于行程零位处、两个加载弹簧均处于自由长度或加载状态；加载时，通过压缩其中一组加载弹簧，另一组加载弹簧处于自由长度实现对舵机提供正向或负向加载力。
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公开(公告)号：CN113962129A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111248096.X
申请日：2021-10-26
申请人： 中国运载火箭技术研究院
发明人： 宋国莲 , 陈亮 , 袁园 , 马婷婷 , 田晓旸 , 时米清 , 张斌 , 韩鹏鑫 , 孙兵 , 褚光远 , 张化照 , 蔡巧言 , 王飞 , 张涛 , 郑平军 , 乙冉冉 , 曾凡文 , 张璁 , 杨传成 , 田兴
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种双层低温结构的连接优化设计方法，所述方法包括如下步骤：(1)计算贮箱轴向和径向低温收缩量；(2)根据贮箱轴向和径向低温收缩量得到拉杆的安装角和长度；(3)根据拉杆的安装角和长度建立贮箱与机身连接结构的优化模型。本发明既可以解决低温贮箱与机身之间的连接匹配性问题，又可以满足结构在不同载荷下的强度、刚度、结构稳定性的要求。
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公开(公告)号：CN112526268A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011378826.3
申请日：2020-11-30
申请人： 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种多兼容性简易舵机加载测试工装及试验方法，所述测试工装包括台架、舵机安装支座、心轴、固定支座、加载弹簧；舵机的固定端与舵机安装支座的支耳用销轴连接，舵机的出杆端与心轴采用销轴连接，使得舵机呈准二立杆约束状态，且能够沿轴向正反两向运动；两组加载弹簧套装在心轴上并通过两端的固定支座限位；两个固定支座安装在台架上，通过调整固定支座的位置保证试验前舵机处于行程零位处、两个加载弹簧均处于自由长度或加载状态；加载时，通过压缩其中一组加载弹簧，另一组加载弹簧处于自由长度实现对舵机提供正向或负向加载力。
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