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公开(公告)号：CN115291504A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210601592.7
申请日：2022-05-30
Applicant: 国家超级计算无锡中心 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供的一种基于末端误差的火箭子级回收着陆段动力下降制导方法，涉及火箭制导回收方法，通过非线性气动力下的PDG问题转化为SOCP问题求解，以解决非线性气动力下火箭子级垂直回收着陆段动力下降制导问题。该发明计算代价低，计算资源占用少，能够有效压制特定方向位置误差，在合理假设下能使子问题可行，并且解具有可解释性；同时在火箭上处理器等国产设备上运行的程序全部为自主研发，仅有在通用设备进行预处理时需使用开源软件的计算结果。
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公开(公告)号：CN115291504B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202210601592.7
申请日：2022-05-30
Applicant: 国家超级计算无锡中心 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明提供的一种基于末端误差的火箭子级回收着陆段动力下降制导方法，涉及火箭制导回收方法，通过非线性气动力下的PDG问题转化为SOCP问题求解，以解决非线性气动力下火箭子级垂直回收着陆段动力下降制导问题。该发明计算代价低，计算资源占用少，能够有效压制特定方向位置误差，在合理假设下能使子问题可行，并且解具有可解释性；同时在火箭上处理器等国产设备上运行的程序全部为自主研发，仅有在通用设备进行预处理时需使用开源软件的计算结果。
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公开(公告)号：CN116946391A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202211522334.6
申请日：2022-11-30
Applicant: 国家超级计算无锡中心 , 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供的火箭子级回收动力下降阶段闭环制导方法，涉及火箭制导回收方法，充分考虑非线性气动力的作用，通过末端误差法求解考虑非线性气动力的PDG问题进行轨迹规划，能够以可行的计算代价，在每次轨迹规划内部充分考虑非线性气动力的作用；并且轨迹规划成功率高，提高轨迹规划成功率的原因主要有：1.单次规划的加速使得可尝试的规划次数增加，能够提升规划成功率，并及时修正误差；2.能够利用箭载处理器的多个核心，并行运行冷启动和热启动的规划，也增加了尝试次数；3.降低了规划初始时间点延迟，从而降低了初始状态预测误差。
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公开(公告)号：CN114936346A
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210601595.0
申请日：2022-05-30
Applicant: 国家超级计算无锡中心 , 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供的二阶锥规划的求解器，涉及求解器，通过设置输入模块、求解模块和输出模块，在求解模块中置入面向火箭轨迹规划的二阶锥规划的求解方法。该求解器通过系数矩阵稀疏化，充分利用问题稀疏性进行加速；并且包含热启动模块，对于火箭轨迹规划等需要序列凸化的实际应用，能利用子问题间的相关性进一步加速收敛；同时在箭载处理器等国产设备上运行的程序全部为自主研发，仅有在通用设备进行预处理时需使用开源软件的计算结果。
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公开(公告)号：CN117334104A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311119674.9
申请日：2023-08-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于涡喷动力的垂直起降GNC技术验证平台，旨在验证可重复使用火箭在垂直返回过程中的GNC技术：发动机大范围推力调节技术、动态轨迹优化技术、多约束组合制导技术、垂直返回高精度控制技术、高精度组合导航技术等。验证平台主要包括：结构系统、动力系统、控制系统。动力系统采用涡喷发动机，用于提供推力和控制力，通过执行机构来调节控制力的大小；结构系统主要用于保证平台的整体有效性，承受各类内力和外力；控制系统主要用于完成平台的导航、制导和控制的实现，保证平台的稳定性和目标性。该平台可用于考察垂直返回GNC技术的可行性、可靠性和工程实用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112249369A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011041995.8
申请日：2020-09-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。
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公开(公告)号：CN119964436A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411882881.4
申请日：2024-12-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G09B9/08
Abstract: 本发明涉及一种基于虚拟着陆控制的大推重比软着陆演示验证方法，属于可重复运载器飞行演示验证技术领域；步骤一、设计飞行演示验证平台中飞行器的飞行任务剖面；步骤二、根据不同着陆推重比要求设置虚拟着陆平面高度hf；同时根据飞行剖面设置允许判别时间门限#imgabs0#设置下降速度保护门限vf；对飞行演示验证平台再入返回过程中的飞行高度及速度进行判别；进入步骤三或进入步骤四；步骤三实时规划虚拟着陆平面的飞行轨迹，进行轨迹跟踪制导控制；步骤四、对发动机进行推力下调，飞行器缓速下降直至着陆关机；本发明进一步提高垂直起降飞行演示验证的着陆安全性与成功率，为制导控制技术的快速迭代改进提供验证条件。
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公开(公告)号：CN113176787A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110448732.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明涉及一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法，属于再入返回着陆飞行器动力下降制导技术领域；步骤一、对飞行器气动减速段的飞行速度进行判别；当飞行速度低于速度门限A，进入步骤二；步骤二、采用软着陆轨迹规划方程组预测落点位置[ry(tf),rz(tf)]；步骤三、根据预测的落点位置，实时计算航程预测值Spredicted和航程期望值Sdesired；步骤四、当航程预测值Spredicted小于航程期望值Sdesired时，按气动减速段继续飞行；当航程预测值Spredicted大于等于航程期望值Sdesired时，进入步骤五；步骤五、建立在线轨迹规划模型，求出最优解，完成在线规划；本发明能够有效避免不合理的初始触发条件，从而提高返回着陆在线轨迹规划技术的可靠性，进一步提高返回着陆的安全性与成功率。
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公开(公告)号：CN117094110A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202210547722.3
申请日：2022-05-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所 , 杨腾跃
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种火箭着陆段运动模型的无损降维简化方法，属于航天运输器制导、导航与控制技术领域，其核心包括火箭着陆段着陆射面的选取、着陆射面坐标系的建立和着陆射面坐标系到着陆固连直角坐标系旋转矩阵的计算。本发明旨在解决可重复使用运载火箭动力着陆段在线轨迹规划的实时性问题，利用无损降维简化方法，通过选定着陆射面，将原三维轨迹优化问题无损的简化为二维轨迹优化问题，降低在线轨迹优化模型的复杂度，提高实时性。
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公开(公告)号：CN112857400B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202110090364.3
申请日：2021-01-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于十表冗余捷联惯组的运载火箭初始对准方法，步骤包括：选择发射点重力坐标系为初始对准参考坐标系；以十表捷联惯组陀螺和加速度计安装误差矩阵的逆矩阵或伪逆矩阵的模为基准，选择最优组合参与初始对准解算；如果参与解算的陀螺或加速度计发生故障时，对十表捷联惯组陀螺和加速度计进行冗余重构；捷联惯组全自主对准；捷联惯组某表发生故障时初始对准处理；初始对准结果精度验证。该方法适用于采用十表捷联惯组进行全自主对准的运载火箭，工程实用性高。
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