-
公开(公告)号：CN110989644B
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN201911205204.8
申请日：2019-11-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所 , 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明记载一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法，属于飞行器轨迹优化与制导技术领域，具体技术方案如下：一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法，包括以下步骤：步骤一：建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型；步骤二、建立终端约束模型；步骤三：对轨迹优化问题进行凸化处理；步骤四：应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。本发明可应用于垂直起降飞行器返回段在线轨迹规划中，对于未来的垂直起降重复使用运载器返回着陆制导方法具有借鉴和参考价值。
-
公开(公告)号：CN111272173A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010105166.5
申请日：2020-02-20
申请人： 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
摘要： 一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，属于制导与控制技术领域，具体方案如下：该方法设计了以发动机为执行机构，以箭载导航系统输出的运载器状态和装订的目标点状态信息为输入量，无需小偏航角假设推导了考虑偏航角条件的迭代制导表达式，并基于梯度修正了由地球自转带来的制导时间偏差，进而得到了高精度制导指令。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因(如目标点随地球转动)而带来的大偏航角条件和剩余时间偏差的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑。
-
公开(公告)号：CN117132105A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202310997857.4
申请日：2023-08-09
申请人： 哈尔滨工业大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06Q10/0635 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F17/18
摘要： 一种卫星失效爆炸碎片对大规模星座的碰撞风险评估方法，它属于航天器碰撞风险评估领域。本发明解决了现有方法计算量大、计算效率低、评估结果准确性差，且缺乏对大规模星座碰撞风险的评估标准导致难以衡量大规模星座实际受威胁情况的问题。本发明采取的技术方案为：步骤一、根据初始信息对各碎片和各卫星进行轨道预报，得到轨道信息；步骤二、比较各碎片与各卫星之间的轨道信息，通过初步筛选确定出对每个卫星有碰撞风险的碎片；步骤三、根据步骤二的筛选结果计算每个卫星发生碰撞的概率。本发明方法可以应用于航天器碰撞风险评估。
-
公开(公告)号：CN110989644A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911205204.8
申请日：2019-11-29
申请人： 上海宇航系统工程研究所 , 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明记载一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法，属于飞行器轨迹优化与制导技术领域，具体技术方案如下：一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法，包括以下步骤：步骤一：建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型；步骤二、建立终端约束模型；步骤三：对轨迹优化问题进行凸化处理；步骤四：应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。本发明可应用于垂直起降飞行器返回段在线轨迹规划中，对于未来的垂直起降重复使用运载器返回着陆制导方法具有借鉴和参考价值。
-
公开(公告)号：CN105438502B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510860540.1
申请日：2015-11-30
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明提供了一种外置式电动收放软着陆机构，包括至少三组相同的设于运载器本体上的支撑机构，每组支撑机构均包括一缓冲支柱及一着陆腿，其中，缓冲支柱包括电动传动机构和液压缓冲装置，电动传动机构包括电机、轴承、丝杠、依次嵌套的若干级传动套筒，液压缓冲装置包括螺旋紧固装置、活塞杆、活塞头、缓冲器外筒及密封装置。本发明的着陆机构适用于垂直起降重复使用，其在收拢状态下贴合运载器外表面，降低对运载器气动影响，收拢刚度好，展开状态下，支撑面积大，承载能力强，且该机构具有质量轻、制备工艺简单、缓冲过程平稳、中途没有反弹、缓冲效率高、可以多次利用的特点，机构外壳的凸起结构还可起到火箭尾翼的气动稳定作用。
-
公开(公告)号：CN103661965A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310591811.9
申请日：2013-11-22
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： B64D45/04
摘要： 本发明提供了一种内置式可伸缩着陆缓冲机构，包括第一级活塞筒、第二级活塞筒、第三级活塞筒和第四级活塞筒。第一级活塞筒内设置有与其顶部相连的气腔，气腔的下端设置有一油腔，气腔与油腔之间设置有溢流阀；第二级活塞筒上端开口且设置在第一级活塞筒内，下端连接缓冲部件，且其内设置有一缓冲材料；第一级活塞筒和第二级活塞筒位于第三级活塞筒内，并可在其内部上下移动和锁定；第四级活塞筒连接在第三级活塞筒的顶部上，其内设置有一推杆，推杆的下端设置在气腔内部分底部上。本发明采用油气缓冲方式，能够吸收很高的冲击能量，同时与铝蜂窝压溃吸能相配合，缓冲效果会更加高效。另外本发明还具有展开锁定功能，可反复使用。
-
公开(公告)号：CN113335526A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110635575.0
申请日：2021-06-08
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明实施例提供了一种基于火箭动力的洲际快速抵达运输系统，其特征在于，所述洲际快速抵达运输系统采用两级带翼升力式构型，分别包括助推级飞行器和载荷级飞行器，其中，所述助推级飞行器和载荷级飞行器均采用液体火箭发动机提供动力，所述洲际快速抵达运输系统采用在机场跑道水平起飞和降落的模式；所述助推级飞行器用于将载荷级飞行器以一定的速度送入预定高度；所述载荷级飞行器装载有效载荷进行洲际飞行任务；所述助推级飞行器和载荷级飞行器独立执行任务。
-
公开(公告)号：CN106444430A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201611035456.7
申请日：2016-11-09
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G05B17/02
CPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明公开了一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，该控制系统包括：栅格舵及栅格舵控制系统，栅格舵控制系统用于控制栅格舵的再入飞行姿态，进而控制运载火箭一子级的再入飞行姿态。该控制方法采用该控制系统实现。该仿真系统包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元及导航解算单元。该仿真方法采用该仿真系统实现仿真。本发明的载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，采用栅格舵控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的，且使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。
-
公开(公告)号：CN117068390A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311268789.4
申请日：2023-09-28
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明涉及航天技术领域，公开了一种在轨可重构模块化卫星，其中功能模块包括三种类型：一类基础功能模块，所述基础功能模块通过不同种类与数量组合后可实现卫星在轨运行的平台功能；一类增强功能模块，所述增强功能模块通过不同种类与数量组合后可实现卫星在轨运行的机动、控制、计算、信息等方面能力提升；一类载荷功能模块，所述载荷功能模块为执行某一类任务的载荷系统及辅助系统的集合，通过选择载荷功能模块种类和数量以满足多类任务需求，本发明提供的在轨可重构模块化卫星，可以扩展在轨功能、增加使用寿命，只需通过在轨模块选配更换，实现卫星的新能力在轨快速生成，从而使卫星具有进化成长的能力。
-
公开(公告)号：CN106444430B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201611035456.7
申请日：2016-11-09
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明公开了一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，该控制系统包括：栅格舵及栅格舵控制系统，栅格舵控制系统用于控制栅格舵的再入飞行姿态，进而控制运载火箭一子级的再入飞行姿态。该控制方法采用该控制系统实现。该仿真系统包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元及导航解算单元。该仿真方法采用该仿真系统实现仿真。本发明的载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，采用栅格舵控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的，且使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
22 条记录 (耗时 0.036 秒)
