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公开(公告)号：CN104483835A
公开(公告)日：2015-04-01
申请号：CN201410645339.7
申请日：2014-11-06
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 提供一种基于T-S模糊模型的柔性航天器多目标综合控制方法，通过建立柔性航天器的T-S模糊动态模型，证明航天器T-S模糊模型的一致逼近性，考虑柔性部件的相对运动引起的航天器惯量不确定性和各种空间干扰力矩，采用控制性能的LMI描述和多目标综合的LMI方法，基于柔性航天器T-S模糊模型设计使闭环系统满足极点约束和控制输入约束的鲁棒H∞状态反馈控制器。数值仿真结果表明，所设计的状态反馈控制系统动态调节时间短，响应快，超调量小，稳态精度高，能有效地抑制由于姿态变化引起的柔性附件振动，对航天器的模型不确定性具有良好的鲁棒性和适应性。
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公开(公告)号：CN107664465B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710718674.9
申请日：2017-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈增奎 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 张浩 , 范新中 , 卢鑫 , 陈松 , 石航 , 夏艳 , 梁祖典 , 于贺 , 雷豹 , 王宇锐 , 单亦姣 , 许俊伟 , 刘晓明 , 隗合怡 , 陈皓 , 李新田 , 刘珺怡
Abstract: 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
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公开(公告)号：CN107664465A
公开(公告)日：2018-02-06
申请号：CN201710718674.9
申请日：2017-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈增奎 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 张浩 , 范新中 , 卢鑫 , 陈松 , 石航 , 夏艳 , 梁祖典 , 于贺 , 雷豹 , 王宇锐 , 单亦姣 , 许俊伟 , 刘晓明 , 隗合怡 , 陈皓 , 李新田 , 刘珺怡
CPC classification number: F42B15/00 , F16J15/102
Abstract: 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
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公开(公告)号：CN104483835B
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：CN201410645339.7
申请日：2014-11-06
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G05B13/04
Abstract: 提供一种基于T-S模糊模型的柔性航天器多目标综合控制方法，通过建立柔性航天器的T-S模糊动态模型，证明航天器T-S模糊模型的一致逼近性，考虑柔性部件的相对运动引起的航天器惯量不确定性和各种空间干扰力矩，采用控制性能的LMI描述和多目标综合的LMI方法，基于柔性航天器T-S模糊模型设计使闭环系统满足极点约束和控制输入约束的鲁棒H∞状态反馈控制器。数值仿真结果表明，所设计的状态反馈控制系统动态调节时间短，响应快，超调量小，稳态精度高，能有效地抑制由于姿态变化引起的柔性附件振动，对航天器的模型不确定性具有良好的鲁棒性和适应性。
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公开(公告)号：CN104210674B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201410428980.5
申请日：2014-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器自主感应起飞方法，该方法采用空间飞行器自身携带的惯性器件(加速度计或陀螺)敏感运载火箭起飞时刻的过载或滚转运动，并针对惯性器件所处位置的起飞力学环境，判断是否满足起飞条件。本发明在运载火箭不提供起飞触点的情况下实现飞行器的自主感应起飞，具有一定的灵活性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106121865B
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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公开(公告)号：CN106121865A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610143230.2
申请日：2016-03-14
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 李新田 , 刘珺怡 , 陈松 , 李延成 , 严佳民 , 卢鑫 , 高晶晶 , 王毅 , 孙铁雁 , 韩英宏 , 宋少倩 , 许俊伟 , 温玉芬 , 陈皓 , 金红新 , 谢晓阳 , 王雪 , 刘勇 , 范新中 , 张浩
IPC: F02K9/86
CPC classification number: F02K9/86
Abstract: 本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。
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公开(公告)号：CN104210674A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410428980.5
申请日：2014-08-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器自主感应起飞方法，该方法采用空间飞行器自身携带的惯性器件(加速度计或陀螺)敏感运载火箭起飞时刻的过载或滚转运动，并针对惯性器件所处位置的起飞力学环境，判断是否满足起飞条件。本发明在运载火箭不提供起飞触点的情况下实现飞行器的自主感应起飞，具有一定的灵活性。
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公开(公告)号：CN106125571B
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201610157141.3
申请日：2016-03-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋少倩 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 雷延花 , 韩英宏 , 陈松 , 卢鑫 , 李新田 , 刘珺怡 , 温玉芬 , 陈皓 , 高晶晶 , 高庆 , 金红新 , 佟泽友 , 谢晓阳 , 刘宁 , 赵君伟
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，结合冲压发动机的动态特性的描述，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模、面向仿真的速度回路全量模型、面向控制的小扰动模型，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定了基础。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。
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公开(公告)号：CN106125571A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610157141.3
申请日：2016-03-18
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 宋少倩 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 雷延花 , 韩英宏 , 陈松 , 卢鑫 , 李新田 , 刘珺怡 , 温玉芬 , 陈皓 , 高晶晶 , 高庆 , 金红新 , 佟泽友 , 谢晓阳 , 刘宁 , 赵君伟
IPC: G05B17/02
CPC classification number: G05B17/02
Abstract: 本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，结合冲压发动机的动态特性的描述，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模、面向仿真的速度回路全量模型、面向控制的小扰动模型，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定了基础。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。
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